• Основы аэродинамики‌

• Принципы noniтa

• Навиrаqионные nриборы

• Уnравпение самопётом

• Принятие реwениl в nоаёте

"""елевом" всi" uo неоlход,,мо

31f8JЪ DJQOМ)' IIUOJJI

УДК 956.7

ББК 39.53

368

Настоящее издание представляет собой перевод официального издания

Федерального управления гражданской авиации (FM) «The Pilot's Handbook of Aeronautical Кnowledge». Перевод с английского языка выполнен Издательским домом «Осоавиахим».

Книга «Энциклопедия пилота» является некоммерческим проектом.

Все средства, вырученные от продажи книги, будут направлены на создание детско-юношеского авиационного клуба «Осоавиахим».

368 Энциклопедия пилота. Пер. с англ. -М: Осоавиахим, 2011. -476 с., цв. илл.

«Энциклопедия пилота» содержит базовую информации, которую сегодня необходимо знать каждому пилоту. Книга поможет курсантам-пилотам на всех этапах лётного обучения.

Энциклопедия предназначается как новичкам в лётном деле, так и пилотам, готовящимся к получению лётного сертификата более высокого класса.

ISBN 978-5-9902982-1-7 (рус.)

ISBN 1-5602-7750-5 (англ.)

УДК 956.7

ББК 39.53

U.S. Department ofTransportation FEDERAL AVIATION ADMINISTRATION FAA-H-8083-25A

© Перевод на русский язык. Оформление. ИД «Осоавиахим», 2011 г.

Полное или частичное использование материала, в частности, перевод, перепечатка, повторное исполь­ зование иллюстраций, декламация, транслирование, копирование на микрофильмы или воспроизведе­ ние любыми друrими способами и хранение в банке данных запрещено.

Предисловие

Небо... Оно всегда завораживало и манило человека.

Кто из нас в детстве не хотел летать? На протяжении тысячелетий люди завидовали птицам и мечтали подняться в воздух.

Современная цивилизация дала нам такую возможность. Скорость развития авиации в ХХ веке поражает. За сто лет она прошла путь от фа­ нерно-тканевых аэропланов со слабыми моторами, способных пролететь лишь несколько метров, до лайнеров, которые могут доставить вас в лю­ бую точку планеты, иногда - как в случае «Конкорда» и ТУ-144 - бы­ стрее скорости звука.

Наверное, у многих из нас во время полёта не раз возникало желание - превратиться из пассажира в пилота авиалайнера.

СССР был великой авиационной державой. Но авиация, как и многое в нашей стране, была предназначена, в первую очередь, для военных целей, и только потом - для всех остальных нужд. Не возникало даже мысли, что простой человек может стать пилотом и иметь собственный самолёт. Да что говорить: самый обычный автомобиль - и тот казался пределом мечтаний.

Конечно, мечту о полёте можно было осуществить и в СССР: существо­ вали планерные школы, авиаклубы, общество ДОСААФ... Но если у вас были проблемы со здоровьем, пусть даже небольшие, путь в авиацию оставался навсегда закрытым.

Мечта летать была и у меня. С детства я хотел стать лётчиком, но что поделать - были проблемы со зрением. Не найдя прямого воплоще­ ния, мечта трансформировалась сначала в учёбу на факультете аэро­ механической и летательной техники МФТИ, а потом в работу в ЦИАМ (Центральном институте авиамоторостроения). Надежды на самостоя­ тельный полёт почти не оставалось...

В 1993 году я впервые приехал в США. Америка поразила меня разви­ тием авиационной отрасли. Множество маленьких аэродромов, неверо­ ятное количество частных самолётов - некоторые по цене сравнимы с хо­ рошим автомобилем ... Лётчиком может стать любой, независимо от рода деятельности и достатка - было бы желание. Возможность получить ли­ цензию частного пилота, купить самолёт или взять его напрокат суще­ ствует для каждого. В США есть даже ассоциация пилотов-инвалидов.

в- Моя детская мечта оказалась намного ближе к реальности, чем мне всегда казалось.

Несколько позже и в нашей стране появились частные авиационные клубы, и небо стало доступно всем желающим.

Я тоже научился управлять самолётом. Никогда не забуду свой пер­ вый самостоятельный вылет. Необыкновенные, потрясающие ощущения. Искренне желаю испытать такое всем, кто мечтал о небе, но ещё не осу­ ществил свою мечту.

Мне очень хочется сделать небо ближе для всех. Одна из ступенек на пути к небу - эта книга. Она создана Федеральным управлением гражданской авиации США и в Америке обязательна к прочтению для всех, кто собирается получить лицензию частного пилота.

Мы надеемся, что эта книга поможет как начинающим пилотам, так и тем, кто уже поднялся в небо и хочет летать не только в России, но и в других странах.

У нас огромная страна, большие расстояния, плохие дороги, великие авиационные традиции - короче говоря, есть все условия для развития малой и частной авиации.

Желаю вам удачного полёта.

Хочу выразить благодарность:

Александру Шнайдеру- за аккуратный, вдумчивый перевод.

Игорю Митрюковскому - за труд по прочтению и редактированию этой книги.

Эта книга является некоммерческим проектом. Все деньги, которые нам удастся выручить от её продажи, будут направлены на финанси­ рование детско-юношеского авиационного клуба «Осоавиахим».

С уважением ко всем,

кто любит небо и не может жить без него,

Юрий Пе,рушенко, пилот-любитель.

Содер>1<ание

Глава 1. Введение 15

Краткая история воздухоплавания 15

История Федерального управления

гражданской авиации (FAA) 16

Трансконтинентальные авиаперевозки ..............• • 17

Государственная сертификация пилотов и механиков 18

Акт о гражданской авиации 1938 года 18

Федеральный акт об авиации 1958 года 19

Министерство транспорта (МТ) ...•....•.•..•••••••.•••.•.•.•...•..•• •• 19

Автоматизация управления воздушным движением (УВД) 20

Забастовка профессионального союза авиадиспетчеров (РАТСО) 20 Акт об отменегосударственного регулирования

деятельности авиакомпаний 1978 года 20

Роль Федерального управления

гражданской авиации (FAA) •.•......•...••••..•.•••.•......• •21

Кодекс федеральных нормативных документов (CFR) ......• 21

Основные органы FAA 22

Местные отделения 22

Служба лётныхстандартов 22

Местные отделения Службы лётныхстандартов (FSDO) 22

Инспектор по авиационной безопасности (ASI) 23

Рабочая группа безопасности полётов FAA (FAASTeam) 23

Как получить помощь от FM 23

Справочные материалы FAA 24

Сборник аэронавигационной информации (AIM) 24

Справочные руководства 24

Консультативныециркуляры (advisory circulars, АС) 24

Авиационные издания 25

Аэронавигационная информация для пилотов ••..••...•.......•. 25

Извещения пилотам (НОТАМы) 25

Сборникаэронавигационной информации (AIM) 26

Типы и категории ЛА 26

Сверхлёrкие транспортные средства ..............•.................• 26

Класс лёrких спортивных ЛА (LSA) 27

Лицензирование пилотов .••.•.••...•.•.•.•••.•.•.•...•.........•.28

Спортивная лётная лицензия....•...•....•••......• 28

Лицензия пилота-любителя 28

Лицензия частного пилота 29

Коммерческая лётная лицензия .•........•......•.........••........•• 29

Лицензия пилота авиалиний 29

Выбор лётной школы•..••.•...•......•••..•.•.•••••••••••••••••••••30

Как найти хорошую лётную школу 30

Как выбирать сертифицированного пилота-инструктора (СПИ) .•. 31

Пилот-курсант 31

Основные требования...................................................• 31

Требования медицинской сертификации ..................• 32

Условия выполнения пилотами-курсантами одиночных полётов .• 32 Как стать пилотом ••••••...••........••...••••.•.•••••••••••.•••••.•32 Теоретический и практический экзамены 33

Теоретический экзамен 33

Когдаименно сдавать экзамен 33

Где сдаватьэкзамен 33

Практический экзамен 33

Когдасдавать практический экзамен 34

Ктопроводит практическийэкзаменF,.,,,1 34

Функции сертифицированного пилота-инструктора 35

Функции официального пилота-экзаменатора (DPE) 35

Глава 2. Устройство

летательного аппарата 37

Подъёмная сила и основы аэродинамики 37

Основные компоненты•...••••....•............•••..••.......•.• 38

Фюзеляж•.•..••....•.....•...........•.........•.......•..•.•....•.........• • 39

Крылья 39

Апьтернативные типы крыльев 39

Хвостовое оперение.••••...•••..........................• 40

Шасси ..•...•.••.•••..••••.......•.........................••..•.......• 41

Силовая установка .................................• 42

Субкомпоненты ..••••••...•.•....•...•.•...•••.•.•.•••.•••••••.•••••.42

Конструктивные типы самолётов 43

Ферменная структура 43

Моноко•к.•••...••..•.•.•..••••••.••••.........••......••.••...••.•.....•.•••••• 43

Полумонокок 43

Композитная конструкция 44

История 44

Энциклопедия пилота

Самолёты из композитных материалов 44

Преимущества композитных материалов 45

Недостатки композитных материалов 45

Утечка жидкости на композитные конструкции 46

Защита от удара молнии 46

Будущее композитных материалов 47

Бортовые приборы: движение в будущее 47

Приборы для контроля параметров движения 48

Приборы управления..................................• 48

Навигационные приборы................•....................••.....• 48

Глобальная система определения

координат (GPS) 49

Глава З. Принципы полёта 53

Строение атмосферы .•.....•......•.•......•......•..•.•••.•••••••53 Атмосферное давление 53

Барометрическая высота 54

Высота по плотности •...•.......................•••.....•.•.•••••••54

Влияние атмосферного давления на плотность воздуха 55

Влияние температуры воздуха на его плотность 55

Влияние влажности на плотность воздуха .....•....• 55

Теоретические основы создания

подъёмной силы ..........•..•............................•......•.•56

Законы механики Ньютона 56

Эффект Магнуса ................•.................•.•...............• 57

Обтекание воздухом неподвижного цилиндра 57

Вращающийся цилиндр в неподвижной жидкости 57

Вращающийся цилиндр в движущейся жидкости 58

Принцип перепада давлений Бернулли ..........•..................• 59

Конструкция аэродинамической поверхности .•.•••••••••.•••59

Область низкого давления над крылом 61

Область высокого давления под крылом ...................• 61

Распределение давления ................•..........• 61

Поведение аэродинамической поверхности .............•......• 62

Третья поверхность 63

Глава 4. Аэродинамика полёта 65

Силы, действующие на летательный аппарат 65

Тяга 66

Лобовое сопротивление 67

Паразитное сопротивление 67

Индуктивное сопротивление 69

Аэродинамическое качество 70

Вес ..............•........•.................• 71

Подъёмная сила 71

Завихрения на концевой части крыла .•.•.•.•.•.•••.•••.•.•••.•72

Образование завихрений ...•..........• 72

Как избежать турбулентности спутного следа ••....•••. • 73

Эффект влияния земли 74

Оси летательного аппарата ....................•...•....•.•.• 76

Момент и плечо момента ••...••.•..••......•,.•.•.•••••••••••.•.•77

Характеристики конструкции ЛА.•.•.•••••••...•.•.• •78

Статическая устойчивость 78

Динамическая устойчивость 78

Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу) 79

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену) 81

Вертикальная устойчивость (устойчивость к рысканию) 83

Свободные путевые колебания («голландский wan•)......•......•. 84

Спиральная неустойчивость ..................• 84

Аэродинамические силы

при полётном маневрировании 85

Силы, действующие на ЛА при повороте 85

Силы, действующие на ЛА при наборе высоты•.....•••...••• ••• 87

Силы, действующие на ЛА при снижении 88

Сваливание на крыло 88

Основные принципы конструкции

воздушного винта .••.•••••••...•............................•....• 90

Крутящий момент и Р-фактор ..........•.................• 93

Реактивный момент ....•.......•...........................• 93

Спиральный эффект................................................•. • 94

Гироскопическое действие ...........•.........................•..• • 94

Асимметричная нагрузка (Р-фактор) .•...........................• 95

Коэффициент перегрузки ...................••..•.••••.•.•••.•.•••95

Учёт коэффициента перегрузки

при проектировании ЛА •. 96

Перегрузка при глубоком вираже ...•.•......................•..••.....•. 97 Коэффициент перегрузки и скорость сваливания .• 97

Коэффициент перегрузки и полётные манёвры .....•..........• 99

Повороты 99

Сваливание 99

Штопор 99

Скоростноесваливание 99

Боевые развороты и горизонтальные восьмёрки 100

Область турбулентности 100

Эпюра скорости-нагрузки........•...................................• 100

Угловая скорость 102

Радиус поворота .• 103

Вес и центровка .•..,••..•.•.••..••.•...•.••••••.••••.••.•.•.••••••104

Влияние веса на лётно-технические характеристики .........•. 106

Влияние веса на конструкцию ЛА •...................................•. 106

Влияние веса на устойчивость и управляемость 107

Влияние распределения нагрузки •.........•.......• 107

Высокоскоростной полёт• 109

Дозвуковой и сверхзвуковой потоки •.........•.................•. 109

Диапазоны скоростей ..........................•.................• 109

Соотношение числа Маха и воздушной скорости 11О

Граничный слой .......•.......•.•.......•............................• 111

Ламинарный пограничный слой 111

Турбулентный граничный слой 111

Отрыв пограничного слоя 111

Ударные волны 112

Стреловидность крыла.......•.•.......••........• 113

Границы бафтинга Маха .................•..........................• 115

Система управления высокоскоростным полётом ...•..•......• 115

6

Глава 5. Системы управления полётом 119

Системы управления полётом 120

Органы управления полётом 120

Основная система управления полётом 120

Элероны 121

Обратное рыскание 121

Дифференциальные элероны 121

Элероны Фрайса 122

Связка элеронов и руля направления 122

Флапероны 122

Руль высоты 122

Т-образное хвостовое оперение 123

Стабилизатор 125

Аэродинамическая схема «утка• 125

Руль направления 126

V-образное хвостовое оперение 126

Вспомогательная система управления полётом 127

Закрылки 127

Элементы механизации передней кромки крыла 128

Интерцепторы 129

Системы балансировки 129

Триммеры 129

Сервокомпенсаторы 130

Антикомпенсаторы 130

Регулируемые на земле триммеры 130

Регулируемый стабилизатор 130

Автопилот 131

Глава 6. Авиационные системы 133

Силовая установка 133

Поршневые двигатели 133

Воздушный винт 136

Воздушный винт постоянного шага 137

Воздушный винт изменяемого шага 137

Система питания двигателя 139

Карбюраторные системы 139

Регулятор качества смеси 140

Обледенение карбюратора 141

Системы подогрева карбюратора (СПК) 141

Датчик воздушной температуры карбюратора 142

Датчик температуры наружного воздуха 143

Системы впрыска топлива 143

Нагнетатели и турбонагнетатели воздуха 144

Нагнетатели 144

Турбонаддув 145

Функционирование системы 146

Лётные характеристики на больших высотах 147

Система зажигания 147

Маслосистемы 148

Система охлаждения двигателя 149

Выхлопные системы 150

Содержание

Система пуска 151

Сгорание 151

Автономная цифровая система

управления двигателем (FADEC) 152

Газотурбинные двигатели 153

Типы газотурбинных двигателей 153

Турбореактивные двигатели 153

Турбовинтовые двигатели 154

Турбовентиляторные двигатели 155

Турбовальные двигатели 155

Приборы контроля над газотурбинными двигателями 155

Степень повышения давления в двигателе (СПд) 156

Температура выхпопных газов (ТВГ) 156

Измеритель момента (торсиометр) 156

Индикатор N,......................................................................................._. 156

Индикатор N2 156

Общие замечания по эксплуатации

газотурбинных двигателей 156

Температурные пределы двигателя 156

Колебания тяги 157

Повреждение инородным телом (ПИТ) 157

Горячий/ложныйзапуск газотурбинного двигателя 157

Срыв потока в компрессоре 157

Срыв пламени 158

Сравнение характеристик двигателей 158

Системы планера ЛА 159

Топливные системы 159

Безнапорные системы 159

Насосные системы 159

Помпа подкачки 159

Топливные баки 160

Топливомеры 160

Переключатель топливных баков 160

Топливные фильтры, отстойники и сливы 161

Марки топлива 161

Загрязнение топлива 162

Дозаправка топливом 162

Электросистема 163

Гидравлические системы 165

Шасси 166

Самолёты с трёхопорным шасси 166

Самолёты с хвостовым колесом 166

Неубирающееся и убирающееся шасси 167

Тормоза 167

Герметизированные самолёты 168

Кислородные системы 170

Кислородные маски 171

Канюли 171

Кислородные системысмешанного типа 171

Кислородные системы типа «лёгочный автомат» 171

Кислородные системы непрерывного потока 172

Электрические кислородные системы пульсового действия 172

Пульсовые оксиметры 172

7

Энциклопедия пилота

Обслуживание кислородных систем ......•.•..•••.••••••...•••••..••...173

Противообледенительные

и размораживающие системы 173

Противообледенительное

и размораживающее оборудование крыла 173

Противообледенительная система лобового стекла 174

Противообледенительные системы воздушного винта ••••..•••. •• 175

Другие противообледенительные

и размораживающие системы•••••••••••••••••••••••••••••••••.•••.••••.175

Глава 7. Пилотажно-навигационные

приборы 177

Приборы системы приёмника

воздушного давления 177

Камера и магистрали полного давления..•.••••••••••••••••••••••••••.177 Камера и магистрали статического давления 178

Высотомер••••••.•••.....•..•........••....••.•.••.......•....•.••••••••.•• 178

Принцип действия 179

Влияние нестандартныхдавлений и температур 179

Настройкавысотомера 181

Работа высотомера 182

Типывысот 182

Контрольпоказанийприборов 183

Принцип действия 183

Указатель вертикальной скорости (вариометр) 183

Принцип работы 183

Проверкаработы прибора 184

Указатель воздушной скорости (УВС) 184

РазметкашкалыУВС 185

Другие ограничениявоздушной скорости 186

Проверкаработоспособности прибора 186

Засорение систем ПВд/ПСД ...........••••••••••••••••••••.•••••••.••••.186 Засорение ПВД 187

Засорение системыстатическогодавления 188

Электронный индикатор

параметров полёта (ЭИПП) 188

Шкала воздушной скорости 189

Указатель пространственного положения••.••••••••••••.•••••••••••••189 Высотомер•••••••••••••..••••.......•.•......••.•••.•••••••.•••••••••..•.• 189

Вариометр••••••••••••••••••••••....•.•....•..•....•.•••••.••••.•••••••••••••189 Указатель курса ....•.....•.•...............•...•......•••.••••.••••.•.•• •189

Индикатор поворота••••.....................•..•••..••.••••••.••••.••••..•.189

Указатель числа оборотов (тахометр) 189

Индикатор скольжения .•.•..•..••..•••••••••..•.•.••.•••••••.•.•.•.•• 189

Индикатор угловой скорости .....•........•......•••.•••••••.••.••••. • 189

Вычислитель параметров полёта (ВПП) 190

Векторы упреждения 191

Гироскопические навигационные приборы•..•••.•.•....• 192

Принцип действия гироскопа 192

Устойчивостьв пространстве 192

Прецессия 193

Источники энергии 193

Индикаторы поворота 194

Указатель поворота и скольжения 195

Координаторповорота 195

Указатель скольжения 195

Нить рыскания 196

Контрольпоказанийприбора 196

Указатель пространственного положения (гирогоризонт) 196

Указатель курса (гирокомпас) 197

Блок электронных гироскопов (БЭГ) 198

Магнитно-индукционный компас •.•••••.•••••••••...•.•.•••.••••••••••••198 Дистанционный компас 199

Контроль показаний прибора 200

Курсовые системы••••••....•..................•.....•.•••.•..•• 200

Магнитный компас•••••••...• ••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••201

Наведённые ошибкимагнитного компаса 201

Ошибкаколебанийкомпаса 204

Компас с вертикальной картушкой 204

Запаздывания и опережения 205

Демпфирование вихревымитоками 205

Датчик температуры наружного воздуха (ТНВ) 205

Глава 8. Руководства

по лётной эксплуатации

и другие документы 207

Руководства по лётной эксплуатации (РЛЭ) 207

Вступительная часть•••••••••........•.•....••••.•...•••.......••.•.•.•••••207 сеОбщие положения»(раздел 1) 208

«Эксплуатационные ограничения»(раздел 2) .•.••••••.••.•••••••••••208

«Воздушнаяскорость• 208

«Силоваяустановка• 208

«Вес и распределение нагрузки• 209

«Ограниченияполётныхрежимов• 209

«Таблички» 209

«Особые случаи»(раздел 3) 209

«Выполнение полётов»(раздел 4) 21О

«Лётно-технические характеристики» (раздел 5) 21О

«Вес и центровка/ список оборудования»(раздел 6) 211

«Описание бортовых систем» (раздел 7) 211

«Техническое обслуживание»(раздел 8) 211

«Дополнения»(раздел 9) 211

ссРекомендации по обеспечению безопасности»(раздел 1О) 211

Бортовая документация ЛА 211

Регистрационный сертификат ЛА 211

Лёгкие спортивные ЛА (LSA) 213

Сертификат лётной годности 213

Техническое обслуживание ЛА•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••214

Осмотры ЛА 214

Ежегодный технический осмотр 214

Сточасовой технический осмотр ••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••215 Другие технические инспекции •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••215

Проверкавысотомера 215

Проверкабортового ответчика(транспондера) 215

8

Аварийный приводной передатчик 215

Предполётныйосмотр 215

Перечень минимального комплекта оборудования (ПМКО) и эксплуатация ЛА

с неисправным оборудованием 215

Профилактическое техническое обслуживание •.•• 217

Протоколирование профилактических операций 217

Примерыпрофилактических работ 217

Ремонт и переделка ......•.............................•.....• 218

Специальные разрешения на выполнение полётов 218

Директивы по лётной годности (ДЛГ) 219

Обязанности владельца/эксплуатанта ЛА•..•.•.•...••.•.• 219

Глава 9. Вес и центровка 221

Контроль веса 221

Влияние веса 221

Изменения веса 221

Центровка, устойчивость и центр тяжести 222

Влияние неправильной центровки .• 222

Устойчивость 223

Управляемость 223

Управление весом и центровкой ЛА 224

Термины и определения 224

Методы расчёта веса и центровки 226

Ограничения веса и центровки 227

Определение

веса с полной нагрузкой и положения ЦТ 227

Расчётный метод 227

Графический метод 228

Табличный метод 228

Расчёты при отрицательном плече .................• 228

Расчёты с использованием массы без топлива 230

Перемещение, увеличение и уменьшение веса 231

Перемещениегруза...........................................................• 231

Уменьшениеили увеличениевесагруза 232

Глава 10. Лётно-технические

характеристики ЛА 235

Значение эксплуатационных показателей ..•..• • 235

Структура атмосферы ..••.••••...•..•......• 235

Атмосферное давление ••••.•....•.•.•.•..•.•.•.•.•.•.•••••.••• 235

Барометрическая высота 236

Высота по плотности 237

Влияние атмосферного давления на плотность воздуха .....•. 237

Влияние температуры воздуха на его плотность ....•..........• 238

Влияние влажности на плотность воздуха 239

Лётно-технические характеристики..••..•••..•••.•..•• ••••• 239

Установившийся прямолинейный полёт 239

Характеристики набора высоты 240

Характеристики дальности полёта .....................•..............•.242

Зона обратного управления ...•.......••.•......•..••...•.••..........••.245

Взлётные и посадочные характеристики 246

Покрытие и продольный уклон ВПП 246

Вода на ВПП и динамическое гидропланирование 248

Вэлётные характеристики• 249

Посадочные характеристики ............•.•.....•..•.....•........••••. 250

Виды воздушных скоростей 253

Эксплуатационные таблицы 253

Интерполяция ............•...................•........•.•......•........• 254

Диаграмма высоты по плотности 255

Таблицы взлётных параметров .....................................• 255

Таблицы набора высоты и крейсерского режима 257

Диаграмма встречной и попутной составляющих ветра 262

Посадочные таблицы ...•.................•......................•.•.•• 263

Таблицы скорости сваливания 264

Характеристики самолётов

транспортной категории 264

Эксплуатационные требования .........•.•....•.........••.....•••.• 265

Взлёт 265

Посадка....................................................................................,.,, 266

Планированиевзлёта 265

Параметры разбега 266

Сбалансированнаядлиналётногополя 269

Требования набора высоты 269

Первый участок ..........••.•.••..•••••••..••.•........•••....•.• •••270

Второй участок 270

Третий участок (участок разгона) 270

Четвёртый участок (конечный) 270

Ограничения набора высоты на втором участке 270

Требования авиакомпаний

к высоте пролёта над препятствиями 270

Краткая сводка вэлётных требований 271

Посадочные характеристики 271

Планированиепосадки......................................................., 272

Посадочныетребования 272

Требованиянаборавысоты

после прерываниязахода на посадку 272

Требованияк ВПП 272

Краткая сводка посадочных требований 272

Глава 11. Теория погоды 275

Атмосфера ...........................••••.••.••.•.•••••••••••.••••. 398

Состав атмосферы 398

Циркуляция атмосферы 276

Атмосферное давление.......................................•..•..• 277

Сила Кориолиса •.••....•....•.•....•••.•.•••.•.•••••••••••.•.••••. 277

Измерение атмосферного давления...................•.••••• 278 Высота и атмосферное давление 279

Высота и полёт 280

Высота и организм человека 280

Ветры и воздушные потоки ........................•.•.•.••..••. 281

Ветровые режимы 281

Конвективные потоки ..................., 281

Влияние препятствий на параметры ветра 283

Сдвиг ветра на малых высотах 284

Отображение ветра и давления

на приземных синоптических картах погоды 286

Стабильность атмосферы ....•...........•••..•.•....••.•..•.• 287

Относительная влажность .....•.•............•..•.• 288

Связь температуры и точки росы .........................•.• 288

Способы достижения воздухом точки насыщения 289

Роса и иней ....•...............•.•.•.................•...............•.• 289

Туман ..•...................................• 289

Облака ..•••.....••.•.......•••..•..••..•......••...................• 290

Нижняя кромка облачности ..•......................................• 292

Видимость......................• 293

Осадки ..•.................•.............................•. 293

Воздушные массы 293

Атмосферные фронты .....•....•......................•....• 294

Тёплый фронт 294

Полёт навстречу приближающемусятёплому фронту 295

Холодный фронт ..................................••..........• 295

Быстродвижущийся холодныйфронт 296

Полёт навстречу приближающемусяхолодномуфронту 296

Сравнение холодных и тёплых фронтов........................•.• 297

Сдвиг ветра ....••.•......••••.....•.•.......••........•.........••.......• 298

Стационарный фронт 298

Окклюдированный фронт 298

Грозы ...............................................................• 299

Опасности 299

Шкваловыелинии 299

Торнадо 300

Турбулентность 300

Обледенение 300

Град 300

Нижняя кромкаоблачности и видимость 301

Влияние грозына высотомер 301

Молнии.....................................................•.........• 301

Всасываниеводы двигателем 301

Глава 12. Авиационные

метеорологические службы 303

Наблюдения••.•.•...•..•.••....•••.....•........................• 303

Наземные авиационные метеонаблюдения....•.•........•......•.• 303

Центр управления воздушным движением

наавиационных линиях(ARTCC) 303

Наблюдения за верхними слоями атмосферы..............•. 304

Радиолокационные наблюдения.•.•.........••••••............• 304

Спутники .............•............•.................................• 305

Метеорологическиеспутниковыеданные 305

Виды спутниковыхметеосообщений 305

Пункты метеорологического обслуживания 306

Автоматическая станция службы

обеспечения полётов (AFSS) 306

Распространение автоматических сводок погоды (TIBS) 306

Служба метеорологических сообщений

прямого доступа (DUATS) ..............................• 307

Служба консультаций на маршрутных полётах (EFAS) 307

Служба предупреждения

об опасных ситуациях в полёте (HIWAS) .................•. 307

Автоматические радиосводки погоды (ТWЕВ) (только Аляска) 307

Погодные инструктажи..............•...........••..•.•..• 307

Стандартный инструктаж ...• 308

Сокращённый инструктаж ..............................•••••••• ••308

Обзорный инструктаж 308

Авиационные сводки погоды ........•................• 309

Регулярные авиационные сводки погоды (МЕТАR) 309

Метеорологические сводки пилотов (PIREP) 311

Радиолокационные метеорологические сводки (RAREP) 312

Авиационные прогнозы погоды ..•..•...•.......•...• •314

Прогноз погоды по аэродрому (TAF) .......••.....••........•••.....• 314

Авиационные прогнозы по регионам (FA) 315

Консультативные полётные сводки погоды 316

AIRMEТ 316

SIGMEТ 317

Информация о существенныхконвекционных

погодных явлениях(WST) 318

Прогноз верхних ветрови температуры (FD) 318

Карты погоды •.•••.•.•.•••••.•••..••.•.•••••••••.•••....••••.•• •• 319

Карта приземного анализа ........•..•........................•......•. 319

Карта описания погодных условий ...........................•.• 320

Обзорная радиолокационная карта .•.................• ••321

Карта прогноза особых погодных явлений 323

Отображение погоды на экранах РЛС УВД 323

Помощь в уклонении от встречи

с неблагоприятными погодными условиями•.....••••.......•• •326

Отображение данных погоды

на электронных индикаторах полётных данных (ЭИПП)

и многофункциональных индикаторах (МФИ) 326

Актуальность исрок действия

метеорологической информации .....• 327

Система РЛС нового поколения (NEXRAD) 327

Информация уровня11 327

Информация уровня 111 327

Искаженияданных NEXRAD 328

Ограничения РЛС системы NEXRAD 328

Отображение информации AIRMEТ/SIGMEТ 331

Данные МЕТАR в графическом представлении 331

Глава 13. Авиационные операции

в аэропорту 333

Типы аэропортов ......• 333

Аэропорты с командно-диспетчерским пунктом (КДП) ......•. 333

Аэропорты без КДП......•..........•.....••.•.•••....••..•.•••••••.•...•••.333

Источники информации об аэропорте••.•••.•••••.••.•.• 334

Аэронавигационные карты 335

Справочник аэропортови наземных служб (A/FD) 335

Извещения пилотам (НОТАМы) 335

Маркировка и обозначения в аэропор,у••••••••••••••••••••• 335 Разметка ВПП 335

Разметка рулёжных дорожек .........• 337

Другая маркировка..........•...............••................• •337

Маркировочные знаки аэропортов .......•.....••.............•.• 338

Светосигнальное оборудование аэропорта .•.•.•.•.•.••.•.• 338 Световой маяк аэропорта .............•.•...........................• 339

Системы огней приближения 339

Визуальные индикаторы глиссады .........• 339

Визуальныйиндикатор захода на посадку (VASI) 339

Другие системы индикацииглиссады 340

Светосигнальное оборудование ВПП 340

Опознавательныеогни торцаВПП (REIL) 340

Посадочныеогни ВПП 340

Внутренниеогни ВПП 340

Управление светосигнальным оборудованием аэропорта 341

Освещение рулёжных дорожек (РД) 342

Светосигнальная маркировка препятствий..........• •342

Указатели направления ветра •.•••••••.••••••.•..•••••.•.••.•.• 342 Установленные маршруты движения•••••••••••••••••••••••.• 342 Пример. Описание схемы движения

в аэропорту с единственной ВПП 343

Пример. Описание схемы движения

в аэропорту с параллельными ВПП 344

Средства радиосвязи ••••••••••..•.••..••.•••..•••••..••••••.•••. 344 Лицензирование радиосвязи 344

Радиокоммуникационное оборудование ..........• 344

Порядок действий при нарушении радиосвязи 345

Служба управления воздушным движением 345

Первичный радар •..........•......•..........••••...•..•.......•...• 346

Радиолокационный маяк службы УВД (ATCRBS) 346

Бортовой ответчик (транспондер) 347

Радиолокационные консультативные сообщения..............• 347

Турбулентность спутного следа •••••••••..•..........••••.••.•• 348 Возникновение вихрей 349

Интенсивность вихрей 349

Поведение вихрей.........................• 349

Предотвращение попадания в спутный вихрь 350

Предотвращение столкновений 350

Процедуры по предупреждению столкновений 351

Предотвращение несанкционированного выезда на ВПП ........•.352

Глава 14. Воздушное пространство 355

Контролируемое воздушное пространство•••••••••••••••••• 355 Воздушное пространство класса А...................•........• 355

Воздушное пространство класса В 355

Воздушное пространство класса С.......•••••.•..........•••••• 355

Воздушное пространство класса D 355

Воздушное пространство класса Е 356

Неконтролируемое воздушное пространство ••••••••••••••• 356 Воздушное пространство класса G 356

Воздушное пространство

для специального использования 356

Запретные зоны......................• 357

Ограниченные зоны 357

Опасные зоны .......••••••.•.•.......•...•••••............• 357

Зоны военных операций (МОА) 358

Зоны повышенного внимания..................................• 358

Зоны ограниченного огня средств ПВО (CFA) 358

Другие виды воздушного пространства 358

Маршруты учебных полётов военной авиации (MTR) 358

Зоны временных полётных ограничений (TFR)•.••..••••.........••.•360 Зоны прыжков с парашютом с ЛА 360

Официальные маршруты полётов по ПВП 360

Зоны обслуживания аэродромных РЛС (TRSA) 360

Зоны интересов национальной безопасности (NSA) 361

Служба управления воздушным движением

и Национальная система УВД 361

Координирование использования воздушного пространства 361

Деятельность в воздушном пространстве различных типов 362

Эксплуатационные метеоминимумы общих ПВП 362

Правилаэксплуатации

и требования к пилоту и бортовому оборудованию 362

СверхлёгкиеЛА 365

Неуправляемые воздушные шары 365

Прыжкис парашютом 365

Глава 15. Навигация 367

Аэронавигационные карты 367

Секционные карты .........•..........•..•••...........•.....•.•....• 368

Карты зоны аэропорта для полётов по ПВП 368

Международные аэронавигационные карты......• 369

Широта и долгота (меридианы и параллели) 370

Часовые пояса......••...•••..........••.•.......•.......•.•...............•.370

Измерение направления 371

Склонение ............••................•..•..............••.••.•......•• 372

Магнитноесклонение 373

Компаснаядевиация 373

Девиация •••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••.••••• 374 Воздействие ветра 374

Исходные расчёты ..•.••••••.•••••••••••••••••••••••••••••.•.••••. 377 Перевод минутв часы 377

Время Т = D/ПС 377

Расстояние D = ПС х Т 377

Путеваяскорость ПС = D/Т 377

Перевод узлов в мили в час или в километры в час 377

Расход топлива...........................•.................• 378

Бортовые вычислители 379

Протрактор .•...........................................•..•...• 379

Пилотаж 379

Счисление пути 379

Ветровой треугольник или векторный анализ ..•...•••••.....•....• 380

Шаг 1 381

Шаг 2 381

Шаг 3 381

Шаг 4 382

Планирование полёта .•..•••..•...•••.••••.•.•....•..• 383

Экипировка пилота 383

Ознакомление с погодными условиями 384

Использование справочника аэропортов

и наземных служб (A/FD) 384

Руководство по лётной эксплуатации

или эксплуатационный справочник пилота (AFM/POH)•.•.•••••.•••384

Прокладка курса 384

Этапы прокладки курса 386

Регистрация плана полёта по ПВП 388

Радионавигация•••••••••••.•.••••••....•.•.•••...•••.......•.• 389

Всенаправленные азимутальные радиомаяки (VOR)•••••••••.••••••389 Радионавигационные системы VOR/VORTAC 390

Использование VOR 391

Указатель курсовой девиации (CDI) 391

Индикатор горизонтального положения (HSl) 391

Радиомаrнитный указатель (RMI) 392

Движение по маршруту с помощью VOR 392

Рекомендации по использованию VOR 394

Время и расстояние до станции 394

Определение расстояния до маяка 394

Скоростьпеленга 394

Курсовой угол 395

Дальномерное оборудование (ОМЕ) 395

Зональная навигация по радиомаякам VOR/DME (RNAV) 395

Автоматический радиопеленгатор (ADF) 397

Система «Лоран•С»•••••••••••••••••••••••••.•.••••••••••••••••••••••••••••. 399 Глобальная система определения координат (GPS) 399

Селективная доступность 400

Использование GPS во время полёта по ПВП 400

ФункцияАКЦП 400

Рекомендации по использованию GPS при полётах по ПВП•••.••.401 Промежуточные точки при навигации по ПВП 401

Порядок действий

при потере ориентации......•...•...•............•.•.•.....•.•.• 402

Отклонение от маршрута полёта 402

Глава 16. Авиамедицинские факторы 405

Прохождение медицинского

освидетельствования .....•.•.................................• 405

Медицинские и физиологические факторы,

влияющие на работоспособность пилота 405

Кислородное голодание (гипоксия) 406

Гипоксическая гипоксия 406

Гемическаягипоксия 406

Застойная гипоксия 406

Гистотоксическаягипоксия 406

Симптомы гипоксии 406

Перенасыщение лёгких кислородом (гипервентиляция•)••••••••••407

Поражения среднего уха и синуса.......• •••••••.•..•.••••••••••408

Пространственная дезориентация и сенсорные иллюзии •••••••••409 Вестибулярные иллюзии 41О

Зрительные иллюзии 411

Положение тела пилота 411

Демонстрация пространственной дезориентации ••••••••••••.••••••412 Набор высоты при ускорении 412

Набор высотыво время поворота 413

Пикирование во время поворота 413

Наклоны вправо или влево 413

Обратное движение 413

Пикированиеили крен

за пределами вертикальнойплоскости 413

Противодействие пространственной дезориентации 413

Оптические иллюзии .•••..••••.•••......•.•...•.•..•.•.•.••.•• •••••••••••415

Иллюзия ширины ВПП 415

Иллюзия уклона ВПП и местности 415

Преломление в воде 415

Дымка 415

Туман 415

Иллюзии наземныхогней 415

Как предотвратить оwибки при посадке,

связанные с оптическими иллюзиями 415

Воздушная болезнь•••.•••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••416 Отравление угарным газом (СО) 416

Стресс 417

Утомление 417

Обезвоживание и тепловой удар 418

Алкоголь 419

Лекарственные препараты 421

Высотная декомпрессионная болезнь (ДКБ) 422

ДКБ после подводного плавания с аквалангом 423

Зрение в полёте 423

Миопия пустого поля 424

Ночное зрение..................•.....•....••••....•••..•••••.••.••••••••••••424 Иллюзии ночного зрения.••...•.......•.•.••......•••••••..••••..•••••.•••426 Аутокинез 426

Ложныйгоризонт 426

Иллюзии ночной посадки 427

Глава 17. Принятие

аэронавигационных решений 429

История ПАР 429

Управление ресурсами экипажа (УРЭ)

и управление ресурсами единственного пилота 431

Опасностьи риск 431

Опасные психологические установки

и методы противодействия им 432

Риск 433

Оценка риска 433

Вероятность события 433

Уровень опасности 434

Снижение риска 434

Вопросник PAVE 434

Человеческое поведение 438

Процесс принятия решения 440

УРЕП и 5Р 440

План 441

Самолёт ...................................................................................• 442

Пилот 442

Пассажиры 442

Программирование 443

Perceive, Process, Perform (ЗР) -

Воспринимать, Анализировать, Действовать 443

Объединение моделей ЗР, CARE и ТЕАМ 445

Вырабатывание привычек к соблюдению норм безопасности 446

Петля OODA 446

Модель DECIDE 446

Обнаруживай(проблему) 448

Оценивай (необходимость реакции) 448

Выбирай (образ действий) 449

Находи (решения) 449

Действуй (выполняй необходимыедействия) 449

Анализируй (результаты действий) 449

Принятие решений в изменчивых условиях 449

Автоматическое принятие решений 449

Оперативныеошибки 450

Управление стрессом 450

Использование ресурсов 451

Внутренние ресурсы 451

Внешние ресурсы 452

Осведомлённость в обстановке 453

Препятствия к сохранению

осведомлённости в обстановке 453

Управление рабочей нагрузкой 453

Управление рисками 454

Автоматизация 455

Результаты исследования 456

Использование бортового оборудования 457

Автопилот 457

Глубокие знания 459

Умение использовать информацию бортовых систем 459

Доведение навыков использования бортовых систем

до автоматизма 459

Необходимостьизбегат,ьзубрёжки» 459

Знание различных пилотажно-навигационных платформ 459

Управление автоматическими системами ЛА 460

Управление информацией 460

Повышение осведомлённости в обстановке 461

Управление автоматическими средствами 462

Управление рисками ..............•...............•. 462

Приложение 1. Краткий англо-русский словарь

авиационных терминов 464

Приложение 2.

Используемые сокращения 472

•iФiФII

Введение

Краткая история воздухоплавания

С незапамятных времён человек следил за полётом птиц, мечтая, подобно им, подняться в небо. Логика подсказывала: если относительно слабые мышцы

AtetЬanic,s' ;lt1aga!inr,

blUSiU)t, R.EGISTf.R, JOU«X.-\JJ, АХ О G..\ZHT1'E.

UtU&..D..A.Y,...:.!,l&,.rtrl..М-f-!X.lnl U.,. ,I.W.... ._(М.U,.kJ.ff,I и.

птиц могут поднимать их в воздух и поддерживать      полёт, человек, с его гораздо более сильными муску­

лами, тоже сумеет сделать это. Никто не подозревал, насколько сложным является сочетание функций мышц и сухожилий, работы сердца и дыхательной системы у обычной птицы. Никто не мог предста­ вить себе иного приспособления для полёта, чем движущееся крыло переменной кривизны. На протя­ жении многих тысячелетий люди пытались взлететь как птицы, и бесчисленное множество жизней было потеряно во время таких попыток.

Рис. 1-1. Орнитоптерные крылья Леонардо да Винчи.

Имя первого «птицечеловека», надевшего крылья и прыгнувшего с утёса с намерением полететь, века не сохранили. Каждая неудавшаяся попытка задавала древним воздухоплавателям новые и новые вопросы. Почему крылья, приводимые в движение взмахами рук, не работают? Что с ними не так? Философы, учёные, изобретатели предлагали различные решения, но никому не удавалось снабдить человека крыльями, которые позволили бы ему подняться в воздух и па­ рить как птица. Леонардо да Винчи заполнял страницы своих тетрадей эскизами разнообразных летательных аппаратов, но у его идей был всё тот же общий недо­ статок - приверженность принципу «птицеподобных» крыльев (рис. 1-1)

Рис. 1-2. Глайдер сэра Джорджа Кейли, 1852 год.

В 1655 году математик, физик и изобретатель Роберт Хук пришёл к заключению, что для полёта с помощью искусственных крыльев мускульной силы человека недостаточно. Он сделал вывод, что для полёта необхо­ дима некая дополнительная движущая сила.

Поиск решения шёл в разных направлениях. В 1783 году братья Жозеф и Этьен Монгольфье впервые ис­ пытали наполненный горячим воздухом шар с челове­ ком на борту. Шар пробыл в воздухе 23 минуты. Десять дней спустя профессор Жак Шарль поднялся в небо на воздушном шаре, наполненном газом. Воздушные шары настолько завладели вниманием публики, что долгое время полёты ассоциировались исключительно с устройствами легче воздуха. Но при всём своем вели­ колепии, воздушный шар был не более чем большим куском ткани, летящим туда, куда дует ветер.

Воздушные шары, наконец, позволили человеку под­ няться в воздух, но это была лишь одна из многих про­ блем, которые воздухоплавателям предстояло решить. Воздушный шар не позволял управлять скоростью и направлением полёта. Эту проблему решал воздушный змей - игрушка, которая была известна на Востоке бо­ лее двух тысячелетий, но на Западе появилась только в XIII веке. Еще в древнем Китае змеи использовались для осмотра местности и определения направления ветра в мореплавании (в варианте, управляемом чело­ веком), а также как сигнальные устройства и для раз­ влечения (в неуправляемом варианте). Наблюдение за движением воздушного змея позволило дать ответ на многие вопросы, касающиеся возможности полёта устройств тяжелее воздуха.

Одним из тех, кто верил, что эксперименты с воздуш­

ными змеями помогут раскрыть секреты управляемого воздухоплавания, был сэр Джордж Кейли. Родившийся в Англии за десять лет до полёта братьев Монгольфье, Кейли всю жизнь занимался разработкой летающего средства тяжелее воздуха, снабжённого крыльями в форме воздушного змея (рис. 1-2). Названный «отцом воздухоплавания», Кейли открыл базовые принципы, на которых основывается современная авиация, по­ строил действующую модель летательного аппарата и даже провёл испытания первого в истории аэроплана, пилотируемого человеком.

В течение пятидесяти лет после смерти Кейли учёные и изобретатели работали в направлении соз­ дания летающей машины, снабжённой двигателем. Так, английский изобретатель Уильям Сэмюэл Хенсон сконструировал огромный моноплан, который при­ водился в движение паровым двигателем, распола­ гавшимся внутри фюзеляжа. Немецкий инженер Отто Лилиенталь на практике доказал, что полёт

Рис.1-3. Первый полёт братьев Райт.

человека на аппарате тяжелее воздуха возможен. И на­ конец, мечта была воплощена в реальность Уилбером и Орвиллом Райтами в американском городе Китти Хоук, штат Северная Каролина, 17 декабря 1903 года.

Братья Райт, владельцы магазина велосипедов, в течение четырёх лет экспериментировали с воздуш­ ными змеями, самодельной аэродинамической трубой и различными двигателями для своего биплана. Их значительным достижением был научный, а не чисто практический подход к решению задачи. Созданный братьями биплан «Флайер» был образцом смелого дизайна и блестящего инженерного исполнения (рис. 1-3). В тот исторический день братья Райт совер­ шили четыре полёта, проведя в воздухе в общей слож­ ности 98 секунд. Эра авиации началась.

История Федерального управления гражданской авиации (FAA)

На заре пилотируемого воздухоплавания авиация была открыта для всех, поскольку не существовало государ­ ственного органа, который устанавливал бы правила и следил за соблюдением стандартов безопасности. Совершать полёты и управлять летательным аппара­ том мог любой желающий, без каких бы то ни было ограничений. В то время авиацию воспринимали, пре­ жде всего, как вид спорта, дорогое развлечение, доступ­ ное лишь богатым людям. Размеры первых аэропланов были очень небольшими, и их коммерческое использо­ вание представлялось сомнительным. Но были люди, которые считали иначе. Именно их усилия заложили основу современных авиаперевозок.

П.Е. Фанслер, бизнесмен из города Санкт-Петербург, штат Флорида, обратился к Тому Бенуа, владельцу

«Авиационной компании Бенуа» в Сент-Луисе, штат Миссури, с предложением организовать авиацион­ ный маршрут из Санкт-Петербурга через канал в город Тампа. Бенуа согласился предоставить для проекта свой гидроплан, носивший название «Безопасность прежде всего!» Предприниматели подписали согла­ шение, положившее начало первой коммерческой авиалинии в США. Первый аэроплан был достав­ лен в Санкт-Петербург и совершил пробный полёт 31 декабря 1913 года (рис. 1-4).

Право стать первым коммерческим авиапассажи­ ром определялось с помощью аукциона. Наибольшую ставку (400 долларов) сделал А.С. Фейл, в прошлом мэр Санкт-Петербурга. Эта сумма обеспечила ему место в истории как первому пассажиру авиалинии.

Первый регулярный авиарейс был выполнен 1 января 1914 года. Аэроплан пролетел расстояние в 21 милю (34 км). Полёт продолжался 23 минуты. Обратный путь, благодаря попутному ветру, занял 20 минут.

большого впечатления на публику: пилот заблудился и совершил вынужденную посадку. В августе 1918 года Почтовая служба США получила полный контроль над почтовыми авиаперевозками, а военные лётчики были зачислены в штат как почтовые служащие.

Рис. 1-4. ГидропланБенуа.

Авиалиния, созданная предпринимателями из Флориды, совершала регулярные рейсы в течение четырёх месяцев. Стоимость билета составляла 5 дол­ ларов, столько же нужно было заплатить за перевозку 100 фунтов (45 кг) багажа. Вскоре после начала полё­ тов Бенуа усовершенствовал гидроплан, обеспечив пассажирам большую защиту от брызг во время взлёта и посадки. Компания совершала полёты и в города Манати, Брандентон и Сарасоту, на практике доказы­ вая жизнеспособность идеи коммерческого примене­ ния авиации.

Рейсы «Гидроплановой линии Санкт-Петербург­ Тампа» продолжались всю зиму и были прекращены после окончания зимнего туристического сезона. Авиакомпания просуществовала всего четыре месяца, но смогла перевезти 1205 пассажиров без единой ава­ рии. Эксперимент доказал: авиация может использо­ ваться в коммерческих целях.

Первая мировая война дала аэропланам возмож­ ность продемонстрировать миру свои разнообразные возможности. Вначале авиация использовалась только в разведывательных целях, но уже к 1918 году началось массовое промышленное производство аэропланов спе­ циализированного назначения - истребителей, бом­ бардировщиков и учебно-тренировочных самолётов.

Авиаторы-энтузиасты продолжали искать новые спо­ собы использования самолётов. В то время была попу­ лярной идея использования авиации для почтовых пере­ возок, но Почтовая служба США смогла получить в свое распоряжение самолёты лишь по окончанию войны. В 1918 году Министерство обороны и Почтовая служба выработали план совместных действий, который давал армии право использовать почтовые самолёты для обу­ чения военных пилотов технике маршрутных полётов. Первый почтовый авиарейс Нью-Йорк - Вашингтон состоялся 15 мая 1918 года. Сам полёт не произвёл

Трансконтинентальные авиаперевозки

Почтовые авиарейсы становились всё более протяжён­ ными, и, наконец, был открыт трансконтинтальный почтовый авиамаршрут (puc.1-5). Маршрут соединял Сан-Франциско и Нью-Йорк, имел длину 2612 миль (4203 км) и включал в себя 13 промежуточных остано­ вок (рис. 1-6). 20 мая 1926 года Конгресс США принял Акт о воздушной коммерческой деятельности, став­ ший основой развития авиационной отрасли США. Принятие законопроекта активно поддерживалось ли­ дерами индустрии, которые понимали, что авиация не сможет в полной мере реализовать свой потенциал без помощи государства (прежде всего, в обеспечении без­ опасности полётов).

Рис. 1-5. Самолёт "де Хавилэнд DH-4" во время первого перелёта из Нью-Йорка в Сан-Франциско (1921 год).

Согласно Акту о воздушной коммерческой деятель­ ности, на Министерство торговли возлагались обязан­ ности способствовать развитию авиационной коммер­ ции, разрабатывать правила воздушного движения и обеспечивать их соблюдение, сертифицировать лета­ тельные аппараты, прокладывать воздушные трассы, контролировать и обслуживать средства авиационной навигации. При Министерстве было создано специаль­ ное Авиационное отделение, главной задачей которого был надзор за отраслью. Помимо этого, отделению было поручено создание и управление национальной системой освещения воздушных трасс. Инициатором её создания выступила Почтовая служба, которая те­ перь являлась частью Трансконтинентальной почто­ вой воздушной сети. Министерство торговли внесло

Рис. 1-6. Трансконтинентальный почтовый воздушный маршрут от Нью-Йорка до Сан-Франциско. Трасса включала следующие промежуточные пункты: 2) Беллефонте, 3) Кливленд, 4) Брайан,

5) Чикаго, 6) Айова Сити, 7) Омаха, 8) Норт Плейтт, 9) Чейенн, 10) Роулинс, 11) Рок Спрингс, 12) Солт Лейк Сити, 13) Элко и 14) Рино.

значительный вклад в развитие авиационных средств связи - например, предложило использовать радиома­ яки в качестве навигационных средств.

Башни маяков были установлены с интервалом при­ мерно в 10 миль (16 км), имели в высоту 51 фут (15 м) и оснащались мощным вращающимся источником света. Под вращающимся фонарём располагались два курсо­ вых фонаря, указывающие направление воздушной трассы. Фонари вспыхивали в определённой последо­ вательности, сообщая пилотам идентификационный номер маяка. Башни обычно устанавливались в центре бетонной стрелы длиной 70 футов (21 м). В задней ча­ сти стрелы (при необходимости) размещалась будка с генератором (рис. 1-7).

Государственная сертификация пилотов и механиков

Авиационное отделение Министерства торговли ввело в действие систему лицензирования пилотов. Первая лицензия была выдана 6 апреля 1927 года, ее получа­ телем стал глава Авиационного отделения Уильям П. МакКракен, мл. (рис. 1-8) (Орвилл Райт, который в то время уже отошёл от лётной деятельности, отказался от чести получить лицензию №1). Лицензия МакКракена стала первой, выданной пилоту государственным гражданским органом. Примерно три месяца спустя была выдана первая государственная лицензия авиа­ ционного механика.

Не менее важным для обеспечения безопасности полё­ тов стало создание системы сертификации летательных

аппаратов. 29 марта 1927 года Авиационное отделение выдало первый сертификат лётной годности. Его полу­ чил трёхместный открытый биплан «Буль Эйрстер СА-3». В 1934 году, в знак признания существенного про­ гресса, произошедшего в авиации за последние годы, и успешной деятельности отделения, оно бьmо переиме­ новано в Бюро по авиационной коммерческой деятель­ ности (БАКД) (рис. 1-9). Примерно в это же время, при активном содействии Бюро, объединением авиакомпа­ ний впервые бьmи созданы три комплекса управления воздушным движением (УВД) на наиболее загруженных воздушных маршрутах. В 1936 году управление комплек­

сами перешло к БАКД.

В своём развитии служба УВД прошла долгий путь: первые авиадиспетчеры использовали карты, грифель­ ные доски и выполняли расчёты в уме.

Акт о гражданской авиации 1938 года

В 1938 году, согласно Акту о гражданской авиации, контроль над гражданской авиацией перешёл к только что созданному независимому органу, получившему название «Управление гражданской авиации» (САЛ). Акт предоставлял САЛ полномочия по регулированию

Рис. 1-7. Типовая башня маяка воздушной трассы.

UNITED SТATES OF AMERICA DEPARТMENТ OF COMMERCE AERONAUТICS BRANCH

PILOT'S IDENТIFICATION CARD

· This ldвntiflcation Card, iвэивd on thв

6th day of April , lsr?,'l, accompaniвs

РЦоt'в Liсвпsв No. 1

Це 38

Wвight 200 Color he.ir Brown

L:.t-   -   

_:!??

Hвilfht 6'l½"Coior вувэ :Вlue •

-----"'1. ,е-,т._ ·--;

FORM R•IS oo .,.,. ortюl. Plltn.'$ Si8Jttйure.

UNITED SТATES OF' AMERICA

стоимости авиаперевозок и прокладке новых воздуш­ ных путей для авиалиний.

Президент США Франклин Рузвельт разделил САА на две организации: Администрацию по граждан­ ской авиации (САА) и Комитет гражданской авиации (САВ). Оба органа оставались частью Министерства торговли, но САВ был выведен из прямого подчинения министра торговли. В задачи САА входили управление комплексами УВД, сертификация пилотов и летатель­ ных аппаратов, создание новых воздушных трасс. САВ занимался разработкой нормативов для обеспечения безопасности полётов, расследованием авиационных происшествий и экономическим регламентированием

DEPARTMENT Of' СОММ.ЕRСЕ

A.RONAUТICS BRAN,CH

0"1C1At.NO.

l

деятельности авиакомпаний.

F'ORIY'I R 1ec                                                

iПJilJ Qti,;tifi.e11, That

\VILLIA11 Р. :ia.cCRACК'EN'• Jr.

whosв phototrsph and si{Jn.aturв ассотрапу thiв Iicense,

iв а PRIVAТЕ PILOT

о/ civ;J aircra.ft of the United States. The h,гJ'.der is not authorized to transport persons or property for hire7r re ,ard.. ,

This licens g -- --------·--·····

Рис. 1-8. Первая лицензия пилота, выданная УильямуП. МакКракену, мл.

Рис. 1-9. Третий глава Авиационного отделения Юджин Л. Видал рядом с президентом Франклином Д. Рузвельтом (слева) и министром сельского хозяйства Генри А. Уоллесом. Фотография сделана в 1933 году. Под управлением Видала, 1 июля 1934 года Авиационное отделение было переименовано в Бюро по авиационной коммерческой деятельности. Новое название более точно отражало статус организации в структуре Министерства торговли.

В 1946 году Конгресс поручил САА надзор за выпол­ нением Федеральной программы содействия аэропор­ там. Целью программы было создание сети граждан­ ских аэропортов по всей стране.

Федеральный акт об авиации 1958 года

К середине ХХ века воздушное движение стало весьма интенсивным, началось использование реактивных са­ молётов для гражданских нужд. Летательные аппараты становились не только более многочисленными - су­ щественно возросла скорость их движения. Количество столкновений в воздухе увеличилось, и потребовалось срочно принять дополнительные нормативные акты.

Федеральным актом об авиации 1958 года был соз­ дан новый независимый орган, который взял на себя функции как САА, так и САВ. Этим органом стало Федеральное авиационное агентство (FAA). Помимо перечисленных функций, FAA получил полный кон­ троль над военно-гражданскими системами воздуш­ ной навигации и службами УВД. Честь стать первым Администратором FAA была доверена бывшему гене­ ралу ВВС США Элвуду Ричарду («Питу») Кесаде. Он на­ ходился на этом посту с 1959 по 1961 год (рис. 1-10).

Министерство транспорта (МТ)

15 октября 1966 года Конгресс одобрил организацию Министерства транспорта (МТ), которому поручался надзор за транспортной индустрией на территории США. Министерство контролировало как наземный, так и воздушный транспорт. Его миссией стало созда­ ние быстрой, эффективной, доступной и удобной транс­ портной системы, соответствующей национальным интересам и повышающей качество жизни граждан.

МТ начало свою работу 1 апреля 1967 года. Одновременно Федеральное авиационное агентство

-было nереименовано в Федеральное управление граж­ данской авиации (FAA). Функции САВ были возложены

Рис. 1-1О. Первый Администратор FM, генерал

Элвуд Ричард ("Пит") Кесада (1959-1961 гг.).

на только что созданный Национальный комитет без­ опасности перевозок (NTSB), который должен был про­ водить расследование всех транспортных происше­ ствий на территории США.

По мере роста и развития авиации, FAA получало до­ полнительные права и задачи. Разразившаяся в 60-х годах эпидемия захватов и угонов на воздушном транс­ порте привела к тому, что FAA получило полномочия по повышению мер безопасности в авиации - как на земле, так и в воздухе. После 11 сентября 2001 года эти функции перешли к специально созданному органу, получившему название «Министерство внутренней безопасности» (DHS).

С увеличением интенсивности полётов над круп­ ными городами FAA стало концентрироваться на эко­ логических аспектах авиации. Так, были установлены нормативы на интенсивность шума при воздушном движении. Помимо этого, в 60-х и 70-х годах прошлого века FAA стало контролировать полёты высотных при­ вязных и неуправляемых аэростатов. В 70-е годы пере­ чень обязанностей вновь FAA расширился: ему было поручено воплотить в жизнь новую государственную программу содействия аэропортам, и в частности, осу­ ществить комплекс мер по обеспечению безопасности в аэропортах.

Автоматизация управления воздушным движением (УВД)

К середине 70-х годов прошлого века была создана полу­ автоматическая система УВД, основанная на комбина­ ции РЛС и компьютерных технологий. Автоматизируя некоторые рутинные операции, система давала диспет­ черам возможность сосредоточиться на самой важной задаче - эшелонировании воздушных судов. Данные о бортовом номере, высоте и путевой скорости летатель­ ных аппаратов выводились непосредственно на инди­ катор диспетчера.

В конце 70-х годов интенсивность воздушного дви­ жения конца 70-х годов существенно возросла. Это было связано, прежде всего, с появлением конкурент­ ной среды, возникшей благодаря принятию в 1978 году Акта об отмене государственного регулирования дея­ тельности авиакомпаний. Согласно этому закону, эко­ номическое регулирование работы авиакомпаний со стороны САВ было отменено, и в конце 1984 года САВ прекратил существование.

Отвечая на рост интенсивности движения, в ян­ варе 1982 года FAA обнародовало план создания Национальной системы УВД (NAS). План предусматри­ вал ввод в действие более эффективных маршрутных и терминальных систем УВД, модернизацию станций службы обеспечения полётов и совершенствование на­ земных средств наблюдения и связи.

Забастовка профессионального союза авиадиспетчеров(РАТСО)

Во время разработки плана NAS FAA столкнулось с ре­ альной перспективой забастовки основных работни­ ков. Разногласия между руководством FAA и профсою­ зом авиадиспетчеров (РАТСО) вылились в 1970 году в невыход на работу (под предлогом болезни) более трёх тысяч авиадиспетчеров.

Хотя впоследствии диспетчерам была повышена за­ работная плата и предоставлены дополнительные пен­ сионные льготы, напряжённость не спадала, и в авгу­ сте 1981 года была проведена незаконная забастовка. Правительство США уволило более 11 тысяч участни­ ков забастовки и аннулировало полномочия РАТСО.

К весне 1984 года FAA отменило последние из огра­ ничений, имеющих целью обеспечить безопасность си­ стемы воздушного движения в период забастовки.

Акт об отмене государственного регулирования деятельности авиакомпаний 1978 года

До 1978 года САВ регламентировал многие аспекты де­ ятельности коммерческих авиакомпаний - например,

стоимость авиаперевозок, маршруты и расписания рейсов. Акт 1978 года лишил САВ большей части кон­ трольных функций, изменив тем самым облик граж­ данской авиации США. После отмены государствен­ ного регулирования возникла свободная конкурентная среда, положившая начало новой эре в пассажирских авиаперевозках.

САВ имел три основные функции: назначать авиа­ компаниям маршруты, ограничивать возникновение новых авиаперевозчиков и регулировать стоимость авиабилетов. Сложившаяся на тот момент система коммерческих пассажирских перевозок была создана Уолтером Фолгером Брауном, который занимал пост министра связи при президенте Герберте Гувере. Браун реформировал систему почтовых переводов, что побудило авиапроизводителей перейти от выпу­ ска почтовых самолётов к производству пассажирских авиалайнеров. Во многом благодаря его деятельно­ сти, были созданы четыре главные внутренние авиа­ компании страны: «Юнайтед», «Америкэн», «Истерн» и «Трансконтинентал энд Вестерн Эйр» (TWA). Аналогичным образом, Браун способствовал получе­ нию компанией «Пан Америкэн» монополии на между­ народные авиаперевозки.

Инициатива отмены регулирования или, по край­ ней мере, реформирования существующей системы пассажирских авиаперевозок исходила от президента Джимми Картера, назначившего главой САВ извест­ ного экономиста Альфреда Кана, горячего сторонника идеи дерегулирования отрасли.

Эта идея была поддержана и из-за рубежа. В 1977 году Фредди Лэйкер, британский бизнесмен и вла­ делец компании «Лэйкер Эйрвейс», открыл авиали­ нию «Скайтрейн», выполнявшую трансатлантиче­ ские рейсы по исключительно низким ценам. Проект Лэйкера совпал по времени с подъёмом активности на рынке дешёвых местных авиаперевозок, который был вызван снятием ограничений на чартерные рейсы (рейсы, выполняемые компаниями, не имеющими собственных самолётов и арендующими их у крупных авиакомпаний). В ответ крупные авиаперевозчики также снизили цены на авиабилеты. Так, «Америкэн Эйрлайнс», вторая по величине авиакомпания США, получила от САВ разрешение на ввод в действие тарифа

«СуперСэйвер».

Эти события стимулировали процесс отмены го­ сударственного регулирования. В ноябре 1977 года Конгресс отменил регулирование транспортных авиа­ перевозок. В конце 1978 года Конгрессом был принят Акт об отмене государственного регулирования дея­ тельности авиакомпаний, подготовленный сенаторами Эдвардом Кеннеди и Говардом Кэнноном (рис. 1-11). Законопроект имел множество противников среди

Рис. 1-11. Президент Джимми Картер подписывает Акт об отмене государственного регулирования деятельности авиакомпаний (конец 1978 года).

крупных авиакомпаний (которые опасались конкурен­ ции), профсоюзов (не желающих соперничества со сто­ роны работников, не являющихся их членами) и спе­ циалистов по безопасности полётов (беспокоящихся о падении отраслевых стандартов). Общественная под­ держка, однако, оказалась настолько сильной, что за­ кон был принят. Авиакомпании удалось «задобрить», предложив им щедрые государственные субсидии, а профсоюзы - существенно увеличив выходные посо­ бия в случае потери работы их членами.

Наиболее значительное воздействие закон ока­ зал на рынок пассажирских перевозок. Впервые за 40 лет, на рынке стали появляться новые авиакомпа­ нии. Начиная с 1981 года, компании могли расширять маршруты полётов по собственному усмотрению. С 1982 года авиакомпании нолучили полную свободу в установлении цен на билеты. В 1984 году САВ пре­ кратил своё существование, поскольку в его основных функциях по регламентированию отрасли больше не было необходимости.

Роль Федерального управления ражданской авиации (FAA)

Кодекс федеральных нормативных документов (CFR)

Задачей FAA является обеспечение безопасности воз­ душного движения и контроль за соблюдение стандар­ тов безопасности в гражданской авиации. Этой цели служит Кодекс федеральных нормативных докумен­ тов (CFR), который представляет собой свод общих и постоянных правил и нормативов, публикуемых го­ сударственными органами США. Кодекс состоит из

50 разделов («titles»), каждый из которых посвящён определённой области государственного регулирова­ ния. Нормативные документы FAA собраны в разделе 14, «Аэронавигация и космическое пространство», и охватывают все аспекты гражданской авиации - от

процедуры получения сертификата пилота до техниче­ ского обслуживания ЛА.

Глава 1 раздела 14 CFR, глава 1, «Федеральное управ­ ление гражданской авиации», разбита на подразделы A-N (рис. 1-12).

Для пилотов некоторые положения 14 CFR пред­ ставляют особую_важность. В ходе обучения пилотам рекомендуется ознакомиться с теми частями кодекса, которые имеют отношение к лётной подготовке и сер­ тификации пилотов. Например, 14 CFR, часть 61 описы­ вает порядок сертификации пилотов, лётных инструк­ торов и наземных инструкторов. Она также определяет критерии пригодности, уровень аэронавигационных знаний лётной подготовки, а также требования к обу­ чению и порядок сдачи экзамена на получение серти­ фикатов всех типов. 14 CFR, часть 91 содержит общую информацию о правилах полётов, правилах визуаль­ ных полётов (ПВП) и полётов по приборам (ППП). 14 CFR, часть 43 охватывает вопросы технического и

Рис. 1-12. Структура раздела 14 CFR, который можно получить бесплатно на сайте FAA или приобрести в печатном виде в коммерческих источниках.

профилактического обслуживания, переделки и вос­ становления ЛА.

Основные органы FAA

Штаб-квартира FAA находится в Вашингтоне, округ Колумбия. Помимо этого, существует девять регио­ нальных отделений, располагающихся в различных городах США. Крупнейшими исследовательскими ком­ плексами FAA являются Аэронавигационный центр имени Майка Монроуни (ММАС) в Оклахома Сити, штат Оклахома, и Технический центр имени Уильяма Дж. Хьюза (WJHTC) в Атлантик Сити, штат Нью­ Джерси. Будучи одновременно учебно-тренировочным и логистическим центром, ММАС предоставляет широ­ кий спектр услуг, связанных с безопасностью полётов и коммерческой воздушной деятельностью. WJHTC - главный авиационный научно-исследовательский и опытно-испытательный полигон страны. Центр про­ водит испытания и оценку систем связи и навигации, терминального оборудования аэропортов, средств без­ опасности и охраны полётов. Помимо этого, WJHTC активно участвует в разработке перспективных авиа­ ционных систем и концепций, создании новых видов оборудования и модификации существующих систем и процедур.

Местные отделения

Служба лётных стандартов

Служба лётных стандартов, входящая в состав FAA, вносит вклад в обеспечение безопасности авиаперево­ зок, устанавливая стандарты сертификации и надзора над пилотами, эксплуатантами воздушных судов, авиа­ компаниями и сотрудниками авиационных служб. В её компетенцию входят следующие функции:

• сертификация, инспектирование, надзор, рассле­ дование происшествий и принятие надлежащих мер;

• разработка регламентов и стандартов;

• управление системой регистрации гражданских ЛА и ведение реестров лётного состава.

  Взаимодействие между Службой лётных стандартов и авиационным сообществом обеспечивается через местные отделения Службы (FSDO).

  
  

  Местные отделенияСлужбылётных стандартов (FSDO)

  FAA имеет около 130 местных отделений FSDO (рис. 1-13). В функции отделений входит предоставле­ ние инфор.1ацни и различных видов обслуживания для авиационного сообщества. Телефонные номера FSDO приво,J.Ятся в телефонных справочниках (в разделах

  
  

  

  Рис. 1-13. Местное отделение Службы лётных стандартов в Атланте.

  «государственные организации», «FAA»). Информацию о расположении местного отделения можно также по­ лучить в Интернете по адресу: http://www.faa.gov/ about/office_org/headquarters_offices/avs/offices/afs/ afs600/.

  Помимо расследования авиационных происше­

  ствий и надзором за выполнением нормативных до­ кументов, FSDO также отвечают за сертификацию и контроль деятельности авиаперевозчиков, эксплуа­ тантов воздушных судов, лётных школ/тренировоч­ ных центров и лётного персонала, включая пилотов и инструкторов. Персонал FSDO состоит из инспекторов по авиационной безопасности (ASI), играющих клю­ чевую роль в обеспечении безопасности воздушного пространства страны.

  
  

  Инспектор по авиационной безопасности (ASI)

  Инспекторы по авиационной безопасности (ASI) обе­ спечивают и контролируют соблюдение нормативов и стандартов безопасности при производстве, эксплу­ атации, техническом обслуживании и(или модифи­ кации ЛА, использующихся в гражданской авиации. Они также специализируются в проведении различ­ ных инспекций - например, проверки производства ЛА и запасных частей к ним, эксплуатации ЛА, их лёт­ ной годности и безопасности кабины. Все инспекторы проходят курс обучения в Академии FAA в Оклахома Сити, штат Оклахома, в ходе которого осваивают ме­ тодики оценки лётного состава, техники и процедуры проведения инспекционных проверок. Помимо этого, инспекторы проходят регулярную переподготовку.

  В отделениях FSDO работают примерно 3700 инспек­ торов. Все вопросы, касающиеся сертификации пило­ тов (а также получения информации и других видов обслуживания), следует направлять в местное отде­ ление FSDO.

  
  

  Рабочая группа безопасности полётов FAA (FAASTeam)

  Основная цель FAA - сделать гражданскую авиацию США безопасней. Это достигается, в том числе, специ­ альной лётной подготовкой, обучением и пропаган­ дой принципов безопасности аэронавигации. Важную роль в обеспечении безопасности воздушного движе­ ния играет Рабочая группа безопасности полётов FAA (FAASTeam). Создание FAASTeam стало продолжением Программы авиационной безопасности (ASP), которая позволила существенно уменьшить количество лёт­ ных происшествий за счёт обучения лётного состава. Такой успех, в конечном счёте, и привёл к закрытию Программы, поскольку задача устранения лежащих на поверхности причин происшествий была решена. Следующим шагом FAA на пути к обеспечению авиаци­ онной безопасности стало создание FAASTeam, перед которой была поставлена цель -уменьшить число лёт­ ных происшествий, сосредоточив усилия и ресурсы на расследовании случаев неясной природы.

  В каждом из девяти регионов FAA работает регио­

  нальный офис FAASTeam, руководимый региональным менеджером FAASTeam (RFM). FAASTeam сотрудничает с авиационными компаниями и отдельными гражда­ нами в целях концентрации усилий по предотвраще­ нию авиационных проис1,,сствий и пропаганде куль­ туры безопасности полётов.

  Для получения дополнительной информации о повы­ шении безопасности полётов, учебно-тренировочных программах онлайн-центра, или чтобы присоединиться к FAASTeam, посетите веб-сайт www.faasafety.gov.

  
  

  Как получить помощь от FAA

  Обратиться в FAA за информацией можно по теле­ фону, через Интернет/электронную почту или по почте. Бесплатный круглосуточный телефон FAA: 1-866-TELL-FAA (1-866-835-5322). Адрес веб-сайта FAA:

  www.faa.gov. Частные лица могут также направить электронное сообщение представителю FAA в местном FSDO. Адрес электронной почты указан в нижней части главной страницы веб-сайта FAA. Письма можно на­ правлять по адресу:

  
  

  Federal Aviation Administration 800 Independence Ave, SW Washington, DC 20591.

  
  

  Справочные материалы FAA дополняют другие эксплуатационные издания, распро- страняющиеся по отдельной подписке или доступные в

  FAA выпускает большое количество разнообразных Интернете. справочных материалов, как для лётчиков-курсантов,

  так и для опытных пилотов гражданской авиации. Помимо нормативных документов, доступных на веб­ сайте FAA, существует ряд других публикаций. Почти все справочные материалы доступны в Интернете на веб-сайте www.faa.gov. Справочные материалы в по- мощь пилотам издаются также коммерческими изда­ тельствами в печатном и онлайн-форматах.

  
  

  Сборник аэронавигационной информации (AIM)

  Сборник аэронавигационной информации (AIM) - официальное издание, которое содержит общую ин­ формацию о лётной практике и процедурах УВД для лёт­ ного состава, выполняющего полёты в Национальной системе УВД США (NAS) (рис. 1-14). Имеется также международная версия сборника, включающая в себя информацию о международных аэропортах. AIM содержит и другие полезные сведения, напри­ мер, медицинские факты, вопросы безопасности полётов, словарь авиационных терминов и данные лётных происшествий.

  Издание распространяется на основе платной под­ писки, которую можно оформить Интернете по адресу http://bookstore.gpo.gov.

  

  February 16, 2006

  U.S. Deparlmen!

  01T1ansponalion

  -••vt•Uon

  M"'lal•tratюn

  Aeronautical lnformation

  Manual OfficiaJGuide1o

  Basic Flighl lnformationand АТС Procedures

  Форма заказа содержится в начале сборника или мо­ жет быть загружена из Интернета. Её следует напра­ вить на имя Начальника управления документации, Правительственная типография США. Сборник AIM

  
  

  -----....

  

  
  

  Рис. 1-14. Сборник аэронавигационной информации

  Справочные руководства

  Справочные руководства содержат конкретную практическую информацию на определённую тему и могут использоваться в качестве учебных пособий (рис. 1-15). FAA публикует широкий спектр справочных руководств, которые можно разбить на три основные категории:

• летательный аппарат;

• авиация;

• эксперты и инспекторы.

  Руководства могут быть приобретены в Управлении документации или загружены с сайта www.faa.gov/ regulations_policies/. Авиационные справочные руко­ водства публикуются также различными коммерче­ скими авиакомпаниями. Руководства по эксплуатации ЛА, обычно называемые «эксплуатационными спра­ вочниками пилота» (ЭСП), разрабатываются произ­ водителями ЛА с последующим утверждением в FAA и относятся к конкретной марке и модели ЛА (имеют индивидуальный серийный номер). Эта тема подробно рассмотрена в главе 8, «Руководства по лётной эксплуа­ тации и другие документы» (рис. 1-16).

  
  

  Консультативные циркуляры(advisory circulars, АС)

  Консультативные циркуляры представляют собой еди­ ную стандартизованную информационную систему, используемую FAA для оповещения клиентов, авиаци- онного сообщества и широкой общественности.

  Задачи, решаемые с помощью АС:

• создание эффективных и понятных методов вы- полнения нормативных актов FAA;

• стандартизация нормативов и согласование их с международными правилами;

• разъяснение смысла и значения нормативных актов;

• реагирование на запросы государственных орга­ нов - например, Главного бюджетно-контроль­ ного управления, Национального комитета безо­ пасности перевозок или Управления генерального инспектора;

• содействие в эффективном внедрении норматив­ ных актов;

• разъяснение требований и ограничений про­ граммы грантов FAA;

• расширение спектра стандартов, необходимых для обеспечения авиационной безопасности, включая безопасное функционирование аэропортов.

Advisory Circular

SWj,l,ct -F - О81.: 1112.'И&

Gi!МIII

lttllu'llo:ill>'J;М-$«o

Thi,at,., (Щ·IAC'lfl"Y,t..\."J tГQfjll'\щ.J\J.hlm•"'(I<•••

ad 011IМ'an1f\oь:,n-1a\h.Lll(Мitd;rt1t,Я" llld

• lidtl--ldlllc"t·<dt:.-tt-"""',olJl..,..Ь.'""ll CHt11..nt.t lht<м-.. ...

$!,llt\lnor,i:f,-1'1,,,,,,( •"N\,lo.f!,P•lpl,,ll(tttlr.-,

°'1f!U t.,·.I..Mдllc:tlIOI

АС No:61-65Е

,.,Н-Аир.о,,r:,4,,,.

nфl .J-5">8"

. .

. ,· Сборник аэронавигацио ной информаци , ..

. Руководство по эксплуатации самолёта

· :. Руководство nилота7инструктора ·.с •• • •

..

~ Руководство по nолётам по _ППП .

. . .

·. _ Руководство по методике nолётов по ППП.

_oшn,ER,'S.,.ff.iRПURl

Рис. 1-15. Примеры авиационных руководств. Многие из них доступны для бесплатного скачивания на веб-сайте FAA.

Рис. 1-16. Эксплуатационные справочники пилота.

Рис. 1-17. Пример консультативного циркуляра.

Номер любого АС состоит из трёх частей и выглядит следующим образом: 25-42С. Первое число определяет тему АС и соответствует определённой части 14 CFR. Например, АС на тему «Сертификация: пилоты, по­ лёты и наземные инструкторы» имеет номер АС 61-бSЕ. В рамках каждой темы циркуляры имеют последова­ тельную нумерацию. Число после дефиса представляет собой порядковый номер циркуляра. Третья часть но­ мера - буква, которая присваивается выпустившим АС органом и указывающая на порядковый номер из­ дания (если в циркуляр вносились изменения). Первое издание циркуляра не имеет в своём номере буквы. Циркуляр, приведённый на рис. 1-17, является пятым изданием, о чём свидетельствует буква «Е».

Авиационные издания

FAA, в сотрудничестве с другими государственными органами, выпускает ряд изданий, важных для обе­ спечения безопасности полётов. На рис. 1-18 приве­ дены некоторые примеры изданий, предназначенных для пилотов.

Аэронавигационная информация для пилотов

Извещения пилотам (НОТАМы)

Срочная аэронавигационная информация, которая по­ явилась после выхода постоянных изданий или не мо­ жет быть включена в них по причине ограниченного срока действия, распространяется через националь­ ную систему извещений пилотам (НОТАМ). НОТАМы

содержат сведения, представляющие особую важ­ ность для обеспечения безопасности полётов, а также информацию, дополняющую материалы дру­ гих изданий.

НОТАМы подразделяются на две категории: даль­ него действия (D) и центра обработки полётных данных (FDC).

НОТАМы (D) распространяются всеми навигацион­ ными станциями, входящими в Национальную систему УВД, всеми аэропортами открытого пользования, ги­ дроаэропортами и вертопортами, перечисленными в справочнике аэропортов и наземных служб (A/FD). Они включают в себя такую информацию, как: сведения о закрытых рулёжных путях; нахождении персонала или оборудования вблизи рулёжных дорожек; свето­ сигнальном оборудовании, не соответствующем критериям инструментальной посадки (например, системе визуальной индикации глиссады).

НОТАМы FDC содержат поправки к официальным схемам захода на посадку по приборам и другим дей­ ствующим аэронавигационным картам. Они также могут использоваться для оповещения о временных ограничениях, вызванных такими факторами, как стихийные бедствия или крупномасштабные обще­ ственные мероприятия.

IJt,IТEO $TATES

,,

, ч ., ' '" ' ",ц ' \

AIRPORТ!FACILITY DIRECTORY

SOUTHWEST U.S. sw

...:...,...._.._,:._.,..,_.,....L, _-..,:. S-..?...:..5.-.-.:21

·- =.-.-::-

""""'

"

":: :« н,оп

.._.'......."."....,·,.?. .,.,..V.....0.....-..'..9.lm'lla'...,_

"1;м,1_"",,..-,Ф.- ,:,:sf<..--:Т

""""-.(>.•.-.........

- !'А =Е

.,,_..._

1

--

--

-- l-

·--­

4

НОТАМы распространяются в печатном виде по подписке, а также доступны в станциях службы

обеспечения полётов и в Интернете по адресу https:// pilotweb.nas.faa.gov/distribution/atcscc.html (рис. 1-19).

Сборник аэронавигационной информации {AIM)

Некоторое время назад FAA создало систему извеще­ ний программы обеспечения безопасности (SPANS) - онлайн-службу, обеспечивающую быстрый и лёгкий доступ к информации о семинарах и других меропри­ ятиях FAA. Система SPANS пришла на смену суще­ ствовавшей до этого системе рассылки оповещений по почте в печатном формате. Переход к Интернет­ технологиям позволил упростить и ускорить доступ к информации, одновременно снижая материальные из­ держки FAA. Система SPANS открыта для бесплатного доступа и позволяет зарегистрироваться для получе­ ния оповещений о новых мероприятиях. Для получе­ ния дополнительной информации о SPANS посетите веб-страницу www.faasafety.gov/SPANS/.

Типы и категории ЛА

Сверхлёгкие транспортные средства

Сверхлёгкие ЛА (рис. 1-20) могут носить название

«транспортных средств», если они не подпадают по ре­ гламентацию FAA. Это происходит в случаях, если ЛА:

• является одноместным;

  
  

  
  

  Рис. 1-18. Слева направо: секционная аэронавигационная карта для полётов по ПВП; карта для полётов по ППП; справочник A/FD (с примером страницы).

  
  

  

  
  

  

  

  -

  u.s.

  ,_,,

  afTt

  .....

  NOTICESTO

  AIRМEN

  Domestic/1nternational

  
  

  February 15, 2007

  Na1luш:

  March 15, 2007

  ШW<o, l,'r,..,,,.,,.....,Ь,,IN f'i/111, М ,-/«.IN>/W ,..,,...,..,, lltl, ,-.1,w ,_,,.,.,u,,, w,,,.,,.,

  Ьnp:IJ,..,.w.fa,o,'{NТA.P

  с

  N()fi«ft<>A.it'-WblмIII IJtl1/lflNК"lfllo,,llfl'f•/OT /ivt1tdlчflft pU,,_ 1.#kf/,ltD

  Рис. 1-20. Сверхлёгкое транспортное средство с массой менее 254 фунтов.

  
  

  
  

  Рис. 1-19. Пример НОТАМа. Большинство НОТАМов доступны для бесплатного скачивания на веб-сайте FM.

  
  

• предназначен для индивидуального использова­ ния (спорта или отдыха);

• не имеет сертификата лётной годности;

• не имеет двигателя и весит менее 155 фунтов (70 кг), либо имеет двигатель и весит менее 254 фунта (115 кг) сухой массы, исключая поплавки и средства без­ опасности, применяющиеся в аварийных ситуа­ циях, при этом топливный бак имеет вместимость не более 5 галлонов (19 л);

• имеет максимальную индикаторную воздуш­ ную скорость горизонтального полёта не более 55 узлов (102 км/ч);

• имеет индикаторную скорость сваливания не бо­ лее 24 узлов (44 км/ч).

  Пилоты сверхлёгких транспортных средств не подле­ жат сертификации или лицензированию, если они со­ вершают полёты в соответствии с эксплуатационными правилами 14 CFR. Согласно этим правилам, полёты мо­ гут выполняться только в неконтролируемых зонах воз­ душного пространства и над ненаселёнными территори­ ями. Лица, пилотирующие сверхлёгкие транспортные средства, должны быть ознакомлены с положениями 14 CFR 103.

  
  

  Класс лёгких спортивных ЛА (LSA)

  В 2004 году FAA объявила о введении нового класса воздушных судов и новой категории пилотов, сни­ зив для них требования к уровню лётной подготовки и упростив процедуру сертификации. Спортивная

  лётная лицензия предназначена для пилотов, эксплу­ атирующих лёгкие и простые ЛА, и предоставляет им ограниченные привилегии. Класс лёгких спортивных ЛА (LSA) включает в себя: самолёты (наземного и во­ дного базирования); автожиры; дирижабли; неуправ­ ляемые аэростаты; ЛА, управляемые переносом массы тела (наземного и водного базирования); планёры и па­ рамоторы (рис. 1-21).

  ЛА, соответствующие классу LSA, должны удовлетво­ рять следующим требованиям.

• Их максимальная общая взлётная масса не должна превышать 1320 фунтов (599 кг), а для гидропланов - 1430 фунтов (649 кг). Для ЛА легче воздуха максимальная взлётная масса не должна превышать 660 фунтов (299 кг).

• Максимальная скорость сваливания не должна превышать 45 узлов (83 км/ч), а максималь­ ная воздушная скорость горизонтального полёта при максимальной номинальной мощности

  120 узлов (222 км/ч).

• Они должны быть одно- или двухместными.

• При наличии на них двигателя, это должен быть единственный поршневой, роторный или дизель­ ный двигатель.

• Они должны быть оснащены неубирающимся шасси (за исключением планёров и ЛА водного базирования).

• Они должны продаваться готовыми к полёту, прохо­ дить сертификацию в соответствии со стандартами класса LSA и использоваться для спорта и отдыха, обучения лётному делу и сдачи в наём.

• Каждый ЛА должен иметь регистрационный номер. ЛА, соответствующий классу LSA, может эксплуати­ роваться в ночное время только при условии, что он

  
  

  оснащён необходимым бортовым оборудованием, а пи­ лот имеет лицензию пилота-любителя и медицинский сертификат классом не ниже третьего.

  
  

  Лицензирование пилотов

  Лётная лицензия даёт пилоту право на осуществление лётной деятельности, характер которой зависит от вида лицензии. Требуемые уровень лётной годности, подготовка, опыт и процедура сдачи сертификацион­ ного экзамена также варьируются в зависимости от вида лицензии (рис. 1-22).

  
  

  

  
  

  

  
  

  
  

  

  ...

  ,

  Рис. 1-21. Некоторыепримеры LSA (сверху вниз): автожир; ЛА, управляемый переносом массы тела; парамотор.

  
  

  
  

  

  , - UNITED STATES-OF AMERICA

  х, °.'\

  JVrel',.::;:;:mOfМ' liSl'OflTAТIOrl• FfOflW.AVIATIONAIJ№NJSТRAflOtl ;,:,1

  JOНN О PU81JC XXJO(XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX ХХХХХХХХ

  V A!IOAESS XJOOOQ()(J()(XXJOO(JQ(XXXXJOOOOO<XXXXXXX

  ххххххххххххххххххххххххххххххххх

  XXXXXX)O()OOOOOXXXXXJOOOOO(XXXXXXX 1

  XX)OO(){)(J()O(J(

  VI NATIONAI.I rv l1SA SEX l<EIGНТ WEIGНТ l<AIR eves I

  IVII 008. 18AUG1977 1,4 75 230 BAOWN BAOWN

  IX НАS;-FО!ЖОтd911 OPEilfy ТOEXERCISeПЩPRIV1LEGSSOf'

  " нт

  111 Cfn'rlflCAIEi

  Х МJFOF- ISSIJE 1

  Xl\f

  \1111,..:

  X):XXXJCOOo:XX X.XJ(X)(}(OOXIOI.

  X){XJ()(XXXX \

  X1JAATINOS j

  10CXXXXX nxxxn

  X):11.)1:;n'X)l'.IOIXXXX)OOfXXXltXЦXXXXXUXX: Ц:()':ioootnX.IO(;axxЦ: XXQ;X

  nx,:un.xnxj(}CWXXЦX:x;t)(x.xn;цxxxxx_,:x;ic,:x;(:(Xt.xщx l\x.r.x;."(КX

  xx•IOCX IOQl: xxxxxxx IOOOiX:XXXXXЩ

  x nxxxxxxxx:xxxxxxxxxxxюrxxxx xxx

  '!С ХХХ ХХ

  l(IQOOQQl: xxx;o;x

  XX !l': rxnю(

  'XX

  фXn'XXOX.)(ц,C XkXX:tt.ooao:XX

  uмrr•N>N&

  ",.."',.."'х"1<>""11•"'••"'1о°' ххххх""""'-""""""""",..'!'1""""°""".ЮСХХ,С'°"" =ц,,-,.""'х=:-:

  XXXЖXX )QUOCUUX)QIX.X,U)l:Ц.U:l:(UJUOOCX JOtXXXX:«QXXXXXXXXXK

  цхпu:о:  XO'UВXKYOXXUXY1XX n:xxxxx:xxx.x-xx,:J:nxxx

  ц юr,: )(i'JIJQUtX.XXК .JJIJIЭQI0\ 11:xX;t;;ic 'tXI(  

  
  

  vns тune

  Of'НOI.D•A

  Рис. 1-22. Лицевая (вверху) и оборотная стороны лётной лицензии FAA.

  
  

  Спортивная лётнаялицензия

  
  

  Для получения спортивной лицензии лётчик-курсант должен иметь следующий авиационный опыт (в зави­ симости от типа ЛА):

• самолёт - 20 часов налёта;

• парамотор - 12 часов налёта;

• ЛА, управляемый переносом массы тела (мото- дельтаплан) - 20 часов;

• планёр - 10 часов;

• винтокрылый ЛА (только автожиры) - 20 часов;

• ЛА легче воздуха - 20 часов (дирижабль) или 7 часов (неуправляемый аэростат).

  Другие требования:

• начать лётное обучение могут лица, достигшие 16 лет (для планёров - 14 лет);

• пройти экзамен на получение спортивной лицен­ зии могут лица, достигшие 17 лет (для планёров - 16 лет);

• необходимо уметь читать, писать и понимать по-английски;

• необходимо иметь действующее водительское удо­ стоверение (в качестве подтверждения годности по состоянию здоровья).

  
  

  Лицензияпилота-любителя

  Получить лицензию пилота-любителя могут лица, удовлетворяющие следующим требованиям:

  
  

• достигшие 17 лет (16 лет для полётов на планёре

  или неуправляемом аэростате);

• умеющие читать, писать, говорить и понимать по-английски;

• сдавшие надлежащий квалификационный экза­ мен (теоретический и практический);

• соответствующие требованиям аэронавигацион­ ной подготовки;

• имеющие лётную книжку с отметкой инструктора;

• имеющие медицинский сертификат третьего класса, выданный согласно положениям 14 CFR, часть 67 (кроме планёров и неуправляемых аэро­ статов - для них медицинское освидетельствова­ ние не требуется).

  После прохождения дополнительного обуче- ния согласно 14 CFR, раздел 61.l0l(c), пилоты-лю­ бители могут совершать маршрутные полёты на расстояние до 50 морских миль (93 км) от аэропорта вылета. Дополнительные ограничения включают в себя запрет на полёты в ночное время и в зонах воздушного пространства, управляемых службами

  УВД.

  Пилот-любитель должен иметь налёт не менее 30 ча- сов. Этот налёт должен включать в себя, как минимум:

• 15 часов налёта с инструктором;

• 2 часа маршрутного налёта;

• 3 часа подготовки к практическому экзамену;

• 3 часа одиночного налёта.

Рис. 1-23. Пример ЛА, который имеет право пилотировать частный пилот.

Лицензия частного пилота

Частный пилот имеет право на выполнение полётов в личных целях и при отсутствии денежного вознаграж­ дения (за исключением некоторых особых случаев). Среди ведущих лётную деятельность пилотов боль­ шинство имеют именно эту лицензию. Лицензия част­ ного пилота позволяет управлять любым ЛА (в рамках соответствующего класса) в некоммерческих целях и даёт пилоту почти неограниченные права на полёты

по ПВП. Пилоту разрешается перевозить пассажиров и совершать полёты в бизнес-целях; однако, получе­ ние вознаграждения за лётные услуги запрещено, хотя пассажиры могут оплачивать пропорциональную долю полётных расходов (например, стоимость топлива или аренды ЛА). Частный пилот должен пройти обучение согласно 14 CFR, часть 61 и иметь налёт не менее 40 ча­ сов, включая 20 часов налёта с инструктором и 10 часов одиночного налёта (рис. 1-23).

Рис. 1-24. ЛА комбинированного типа.

Коммерческая лётная лицензия

Пилот с коммерческой лицензией может получать воз­ награждение за лётные услуги. Подготовка к получе­ нию такой лицензии предполагает достаточно глубокое знание бортовых систем ЛА и более высокие стандарты лётного мастерства. Сама по себе коммерческая лётная лицензия не даёт пилоту права на полёты в сложных метеоусловиях (СМУ), и пилот без рейтинга полётов по приборам может совершать полёты только в дневное время на расстояние не более 50 морских миль (93 км). Пилот с коммерческой лицензией должен уметь управлять ЛА комбинированного типа и иметь доста­ точный налёт на таких ЛА (или ЛА с газотурбинным двигателем). Практический экзамен (по крайней мере, частично) проходит на ЛА комбинированного типа. ЛА комбинированного типа должны иметь убирающееся шасси, подвижные закрылки и воздушный винт изме­ няемого шага. Для получения дополнительной инфор­

мации см. 14 CFR, часть 61, раздел 61.31(с) (рис. 1-24).

Лицензия пилота авиалиний

Для получения лицензии пилота авиалиний (АТР) требуется наивысший уровень лётной подготовки. Лицензия АТР необходима для выполнения обязан­ ностей командира воздушного судна авиакомпании, осуществляющей регулярные рейсы. Минимальный налёт для получения лицензии составляет 1500 часов. Помимо этого, пилот должен быть старше 23 лет, уметь

Рис. 1-25. Самолёт, управляемый пилотом с лицензией АТР.

читать, писать, говорить и понимать по-английски и иметь «высокие моральные устои» (рис. 1-25).

Выбор лётной школы

Выбор лётной школы - важная часть процесса подго­ товки пилота. Лётное обучение в США ведут как серти­ фицированные FAA лётные школы, так и не имеющие такого сертификата, а также независимые пилоты-ин­ структоры. Всё обучение производится под надзором FAA и согласно положениям 14 CFR, части 141 и 61. Лётные школы, действующие согласно 14 CFR, часть 61, сертифицируются FAA. Сертификация является добро­ вольной. Для получения сертификата школа должна соответствовать жёстким требованиям в отношении персонала, оборудования, технического обслужива­ ния и учебных помещений, а также вести преподава­ ние согласно учебно-тренировочному процессу, ут­ верждённому FAA. Сертифицированные школы могут иметь рейтинг наземных или лётных. Помимо этого школы могут получить право проводить практические (лётные) и теоретические (компьютерные) экзамены. Консультативный циркуляр АС 140-2, «Перечень лёт­ ных школ, сертифицированных FAA», содержит список сертифицированных наземных и лётных школ, а также учебных курсов, предлагаемых каждой из них. С цир­ куляром АС 140-2 можно ознакомиться на веб-сайте FAA по адресу www.faa.gov.

Поступление в лётную школу, действующую согласно 14 CFR, часть 141 гарантирует качественное, система­ тическое обучение на основе структурированного под­ хода к учебному процессу. Школы обязаны документи­ ровать все этапы учебного курса и утверждать их в FAA. Такая структура обучения позволяет сертифицирован­ ным школам подготавливать курсантов к экзаменам в более короткий срок, что означает снижение стоимо­ сти обучения. Например, минимальные требования для получения лицензии пилота-любителя составляют

35 часов налёта при обучении в школе, сертифициро­ ванной согласно 14 CFR, часть 141, и 40 часов налёта - для школы, действующей по 14 CFR, часть 61. (Для ли­ цензии пилота-любителя эта разница может оказаться несущественной, поскольку в среднем по стране боль­ шинству курсантов-пилотов требуется от 60 до 75 ча­ сов лётной практики).

Многие высококлассные лётные школы не видят не­ обходимости в сертификации по 14 CFR, часть 141 и ведут обучение согласно положениям 14 CFR, часть 61. 14 CFR, часть 61 содержит требования к лицензирова­ нию и присвоению рейтинга пилотам, проходящим обучение в несертифицированных лётных школах и у частных пилотов-инструкторов, а также устанавли­ вает параметры теоретического обучения и налёт для получения различных лётных лицензий и рейтингов. Лётные школы и пилоты-инструкторы должны вести обучение согласно обязательным нормативам и стан­ дартам, устанавливаемым 14 CFR, часть 61.

Преимуществом лётного обучения согласно 14 CFR, часть 61 является гибкость учебного процесса. Программа обучения может разрабатываться инди­ видуально для каждого курсанта, поскольку 14 CFR, часть 61 определяет только необходимый минимум налёта и теоретической подготовки, оставляя органи­ зацию обучения на усмотрение школы. Такая гибкость может быть и недостатком: обучение у инструктора, неспособного надлежащим образом организовать учебно-тренировочный процесс, может потребовать от пилота-курсанта дополнительных затрат времени и средств. Чтобы избежать этой проблемы, следует удо­ стовериться, что у инструктора имеется хорошо доку­ ментированная программа учебной подготовки.

Как найти хорошую лётную школу

Для получения информации о подготовке пилотов, об­ ратитесь в местное управление FSDO, которое ведёт реестр всех лётных школ в своём регионе. Выбор лёт­ ной школы зависит от вида лицензии, на получение которой рассчитывает курсант, и от того, намерен ли он выполнять полёты в личных целях или намерен стать профессиональным пилотом. Ещё один важный фактор - количество времени, которое курсант мо­ жет уделить обучению. Наземное и лётное обучение должно проходить с максимальной частотой и регуляр­ ностью, поскольку только такой подход позволяет за­ крепить в памяти полученные знания и овладеть лёт­ ным мастерством.

Не следует принимать решение, основываясь ис­ ключительно на стоимости обучения, поскольку от качества подготовки зависит очень многое. Перед при­ нятием окончательного решения посетите выбранные

вами лётные школы и побеседуйте с их руководством, инструкторами и курсантами.

В процессе выбора школы нужно действовать ак­ тивно и настойчиво. Соберите необходимую информа­ цию, просмотрите авиационные журналы и поговорите со знакомыми пилотами. На основании полученных сведений составьте список вопросов. Один их важных параметров - надёжность используемых при обуче­ нии ЛА. Поинтересуйтесь у курсантов школ, в каком состоянии находятся ЛА, на которых они проходят лёт­ ную подготовку.

Определите, насколько удобно для вас учебное расписание школы. Каковы рабочие часы школы? Располагает ли школа оборудованными аудиториями для наземного обучения согласно требованиям FAA? Есть ли помещения для предполётного инструктажа, разбора и анализа полётов? Изолированы ли эти по­ мещения? Позволяют ли они создать спокойную ат­ мосферу, в которой инструкторы могут обсудить с кур­ сантами выполненный полёт, не вызывая у последних ощущения неловкости?

Пройдите по помещениям школы и осмотрите их. Запишите полученную информацию, не спеша обду­ майте и проанализируйте её - и только после этого принимайте решение. Активный подход к выбору лёт­ ной школы позволит курсанту выбрать учебное заве­ дение, в максимальной степени соответствующее его целям и предпочтениям.

Как выбирать сертифицированного пилота-инструктора (СПИ)

Вне зависимости от того, проходит курсант обучение согласно 14 CFR часть 141 или часть 61, эффективность программы зависит от качества наземной и лётной подготовки, обеспечиваемой лётчиком-инструктором. Инструктор несёт полную ответственность за обуче­ ние курсанта в полном соответствии со стандартами, определяемыми процедурой лицензирования.

СПИ должен понимать методику обучения, знать основы педагогики и уметь строить эффективное вза­ имодействие с пилотом-курсантом. Пилот, сдающий экзамен на лицензию инструктора, проходит практи­ ческую проверку этих навыков в конкретных ситуа­ циях учебного процесса. Лётчик-инструктор является ключевой фигурой ситуативных тренировочных про­ грамм, одобренных FAA. В процессе обучения он высту­ пает в качестве советника и проводника для курсанта. Обязанности и полномочия лётчика-инструктора включают в себя следующее:

• поэтапное выполнение ситуативной тренировоч­ ной программы;

• обучение курсанта основам планирования и

  выполнения полёта, вырабатывание у него навы­ ков объективной оценки собственных действий;

• тренировка способности курсанта применять полученные теоретические знани в реальных ситуациях;

• определение сложностей в обучении и помощь в их преодолении;

• оценка достижений курсанта в ходе учебного про­

  цесса и их документирование;

• постоянный анализ хода учебного процесса.

  При возникновении у курсанта ощущения, что вы­ бранный им СПИ не владеет методикой лётного обу­ чения, или в случае несоответствия рабочих расписа­ ний курсанта и инструктора, необходимо обратиться к другому СПИ. Правильный выбор СПИ очень важен, поскольку знания и опыт, приобретённые курсантом под руководством инструктора, могут оказать влияние на всю его лётную карьеру.

  
  

  Пилот-курсант

  Первый шаг к тому, чтобы стать пилотом, заключа­ ется в выборе типа ЛА. От этого зависят правила по­ лучения лицензии пилота. Выбирать можно между самолётами, автожирами, ЛА, управляемыми пере­ носом веса, вертолётами, парамоторами, планёрами, неуправляемыми аэростатами и дирижаблями. Для пилотирования сверхлёгких транспортных средств лицензия не требуется.

  
  

  Основные требования

  Пилот-курсант - это пилот, готовящийся к экза­ мену на получение лицензии под руководством лётчика-инструктора и, при определённых условиях, имеющий право на одиночные (самостоятельные) по­ лёты. Для получения объединённого медицинского сертификата и сертификата пилота-курсанта необхо­ димо обратиться к авторизованному FAA специалисту врачебно-лётной экспертизы и пройти медицинский осмотр. Сертификат пилота-курсанта может быть вы­ дан инспектором FAA или назначенным FAA пилотом­ экзаменатором. Для получения сертификата пилота­ курсанта необходимо соответствовать следующим требованиям:

• быть старше 16 лет (для пилотирования планёра или неуправляемого аэростата- старше 14 лет);

• уметь читать, писать, говорить и понимать по-английски;

• иметь медицинский сертификат третьего класса (для пилотирования планёра или неуправляемого аэростата - документ, подтверждающий отсут­ ствие медицинских противопоказаний).

  
  

  Требования медицинской сертификации

  
  

  Второй шаг к тому, чтобы стать пилотом, - это получе­ ние медицинского сертификата и сертификата пилота­ студента (если выбран самолёт, вертолёт, автожир или дирижабль). (FAA рекомендует получить медицинский сертификат до начала лётного подготовки, чтобы избе­ жать расходов на обучение, которое не будет возможно­ сти завершить по медицинским показаниям). Пилоты неуправляемых аэростатов и планёров освобождены от получения медицинского сертификата, но обязаны подать письменное заявление, удостоверяющее, что медицинских противопоказаний к пилотированию этих ЛА не имеется. Пилоты новой спортивной кате­ гории не обязаны получать медицинский сертификат; доказательством надлежащего состояния их здоро­ вья служит водительское удостоверение. Заявители, не соответствующие установленным требованиям или имеющие физические недостатки, которые огра­ ничивают, но не исключают полностью выполнение функций пилота, должны обратиться в ближайший филиалFАА.

  Для получения медицинского сертификата необходимо

  пройти медицинский осмотр, проводимый врачом, ко­ торый является сертифицированным FM специалистом врачебно-лётной экспертизы (СВЛЭ). В США примерно шесть тысяч сертифицированных СВЛЭ. Медицинские сертификаты бывают трёх классов, с первого по третий. Обычно, сертификаты первого класса необходимы пи­ лотам транспортных авиалиний, второго класса - пи­ лотам коммерческих пассажирских авиакомпаний, тре­ тьего - курсантам и пилотам-любителям. Сертификат пилота-курсанта выдаётся СВЛЭ после первого меди­ цинского осмотра. Этот сертификат позволяет курсанту, проходящему обучение под руководством лётчика-ин­ структора, выполнять одиночные (самостоятельные) полёты при определённых условиях. При выполнении таких полётов курсант всегда должен иметь сертификат при себе. Сертификат действителен до первого дня ме­ сяца в течение 24 месяцев после выдачи.

  
  

  Условия выполнения пилотами-курсантами одиночных полётов

  Как только курсант приобрёл необходимые знания и опыт, СПИ может дать разрешение на ограниченный самостоятельный полёт в ЛА конкретной марки и мо­ дели. Пилот-курсант не имеет права перевозить пас­ сажиров или выполнять полёт с деловыми целями и обязан подчиняться ограничениям, установленным СПИ. К лицам, получающим сертификат пилота-кур­ санта, не предъявляется никаких требований, за ис­ ключением наличия медицинского сертификата соот­ ветствующего класса. В то же время, для выполнения

  одиночных полётов от курсантов требуются опреде­ лённые минимальные аэронавигационные знания и опыт.

  
  

  Как стать пилотом

  Курс обучения, который должен пройти пилот-кур­ сант, определяется типом лицензии, которую он наме­ ревается получить. Этот курс включает в себя назем­ ную и лётную подготовку, необходимую для получения знаний и опыта, которыми должен обладать сертифи­ цированный пилот выбранной категории и класса ЛА. Описание знаний и навыков, требующихся для различ- ных категорий и классов ЛА, приведено в 14 CFR, часть 61, «Сертификация пилотов, лётчиков-инструкторов и наземных инструкторов».

• Требования для получения лицензии пилота-лю­ бителя приведены в подразделе D.

• Требования для получения лицензии частного пи­ лота приведены в подразделе Е.

• Требования для получения спортивной лётной ли­ цензии приведены в подразделе J.

  Основой теоретической части обучения являются учебные и справочные материалы FAA (например, на­ стоящая книга), а также другие источники, которые можно получить в печатном виде в Управлении доку­ ментации, а также загрузить с веб-сайта отдела нор­ мативно-правового обеспечения по адресу: http:// www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/avs/ offices/afs/afsб00/.

  В процессе обучения СПИ могут использовать ком­ мерческие материалы, особенно в тех случаях, когда официальные источники ограничены. В процессе об­ учения пилот-курсант должен следовать рекоменда­ циям инструктора в отношении выбора источников и последовательности их изучения. Планирование учебной программы и неукоснительное её выполнение позволяют достичь хороших результатов на квалифи­ кационном экзамене. И напротив, беспорядочный, ха­ отичный процесс обучения обычно приводит к неудов­ летворительным результатам.

  Помимо аэронавигационных знаний (например, принципов полёта), от курсанта требуется умение вы­ полнять пилотажные манёвры. Уровень лётного ма­ стерства и налёт определяются выбранной лётной категорией и классом ЛА. Обучение практике пилотаж­ ных манёвров проходит в четыре этапа:

• СПИ объясняет курсанту суть манёвра и демон­ стрирует его;

• в процессе выполнения манёвра СПИ комменти­ рует свои действия;

• курсант отрабатывает выполнение манёвра под на­ блюдением СПИ;

  
  

• СПИ даёт курсанту разрешение на отработку ма­ нёвра в одиночном режиме.

  После того, как пилот-курсант продемонстрирует достаточный уровень теоретической подготовки, до­ стигнет надлежащего мастерства в выполнении пило­ тажных манёвров и получит необходимый налёт, СПИ визирует его лётную книжку, давая курсанту допуск к письменному и практическому экзаменам на получе­ ние лицензии пилота.

  
  

  Теоретический и практический экзамены

  Теоретический экзамен

  Теоретический экзамен на получение лицензии пилота проводится в форме компьютерного тестирования. Тест состоит из вопросов объективного характера, на каждый из которых предлагается несколько ответов. Необходимо выбрать правильный ответ. Такой спо­ соб тестирования экономит время экзаменуемого, ис­ ключает влияние субъективного фактора на оценку знаний курсанта и ускоряет определение результатов экзамена.

  Лицам, намеревающимся сдать экзамен на получе­

  нии лицензии пилота-любителя или частного пилота, необходимо ознакомиться со следующими норматив­ ными документами:

• 4 CFR, часть 61, раздел 61.23, «Медицинские серти­ фикаты: требования и период действия»;

• 14 CFR, раздел 61.35, «Теоретический экзамен: обя­ зательные требования и проходной балл»;

• 14 CFR, раздел 61.83, «Требования годности для пилотов-курсантов».

  Лицам, намеревающимся сдать экзамен на получе­ ние лицензии пилота-любителя, следует также ознако­ миться с 14 CFR, раздел 61.96, «Требования годности: общие положения», а сдающим экзамен на лицензию частного пилота - 14 CFR, раздел 61.103, «Требования годности: общие положения». Примеры экзаменаци­ онных вопросов можно получить на веб-сайте FAA по адресу: http://www.faa.gov/training_testing/testing/ airmen/test_questions/.

  Для прохождения экзамена необходимо зарегистри­ роваться и представить документы, удостоверяющие личность. Заявителям предлагается возможность пройти пробный тест без ограничения времени. Время выполнения экзаменационного теста ограничено, но большинству экзаменуемых его вполне достаточно, чтобы выполнить и проверить свою работу. После вы­ полнения теоретического теста заявитель получает заверенный печатью отчёт о прохождении теоретиче­ ского экзамена, в котором отражены результаты тести­ рования. Для успешного прохождения экзамена нужно набрать не менее 70 очков.

  
  

  Когда именно сдавать экзамен

  
  

  Прохождение теоретического экзамена принесёт мак­ симальную пользу и будет наиболее успешным, если сдавать его после начала учебно-тренировочных по­ лётов. Поэтому FAA рекомендует обращаться за про­ хождением тестирования после того, как курсант вы­ полнит одиночный маршрутный полёт. Практические знания, полученные в ходе такого полёта, могут дать курсанту определённые преимущества при прохожде­ нии теоретического экзамена. Для определения наибо­ лее благоприятного момента для сдачи экзамена реко­ мендуется посоветоваться со СПИ.

  
  

  Где сдавать экзамен

  На территории США существует несколько сотен цен­ тров тестирования, уполномоченных FAA принимать теоретические экзамены на получение лицензии пилота. Прохождение экзаменов является платной услугой. Полный список центров тестирования, их адреса и телефонные номера можно получить на сайте FAA по адресам http://www.faa.gov/training_testing/ testing/ или http://www.faa.gov/licenses_certificates/ airmen_certification/airmen_FAQ/.

  За этой информацией также можно обратиться в местное отделение FSDO. Если пилот-курсант прохо­ дит обучение в лётной школе, действующей согласно 14 CFR, часть 141 и имеющей полномочия на принятие экзаменов, теоретический экзамен входит в учебное расписание.

  
  

  Практический экзамен

  Методика проведения практических лётных экзаменов и оценки их результатов разработана FAA (рис. 1-26). Эти экзамены проводятся инспекторами и официаль­ ными экзаменаторами (DPE) FAA. Практические на­ выки и умения, которые должен продемонстрировать курсант в ходе экзамена, описаны в 14 CFR, часть 61.

  Поскольку FAA требует, чтобы все практические эк­ замены проводились в соответствии со стандартами практического тестирования (PTS) и регламентаци­ ями, приведёнными во введении к сборнику PTS, в про­ цессе обучения курсанту необходимо ознакомиться с этим сборником.

  Сборник PTS является пособием по приёму экзаме­ нов и не предназначен для использования в качестве программы лётной подготовки. Лётчик-инструктор несёт ответственность за то, чтобы курсант был подго­ товлен в соответствии с установленными стандартами. Описание заданий и информация о том, как выполня­ ются конкретные процедуры и манёвры, содержится в

  
  

  

  

  

  

  FllGнт INSTF{ucтoR

  Pracuca, T1tst Standarr1s

  fo,

  -

  GLIDE,t

  ...

  

  
  

  COMMERCIAL PILOT

  Praclle-11I Test St,ndards

  
  

  AIRPLANE

  (IEI..МIL.IU.•UI

  
  

  ....,,..,

  Рис. 1-26. Примеры стандартов практического тестирования.

  
  

  учебной и справочной литературе (например, в насто­ ящей книге). Перечень справочных документов приве­ дён во введении к сборнику PTS. Сборник можно полу­ чить следующим образом:

• загрузить с веб-сайта FAA по адресу www.faa.gov;

• приобрести печатнуюверсию вПравительственной типографии в Питтсбурге, штат Пенсильвания, или в её интернет-магазине по адресу www.access. gpo.gov.

Умение выполнять пилотажные манёвры, пере­ численные в 14 CFR, часть 61, являются стандарт­ ным требованием для получения лицензии пилота. Практические требования, содержащиеся в сборнике PTS, подразделяются на «области практических навы­ ков». Эти «области» представляют собой ступени прак­ тического экзамена, выполняемые в логической после­ довательности и в соответствии со стандартами.

на получение лицензии пилота и/или рейтинга с рекомендацией лётчика-инструктора;

• отчёт о прохождении теоретического экзамена с оценками не ниже «удовлетворительно»;

• медицинский сертификат (для планёров и не­ управляемых аэростатов не требуется) и сертифи­ кат пилота-курсанта с разрешением лётчика-ин­ структора на выполнение одиночных и одиночных маршрутных полётов (для самолётов и винтокры­ лых ЛА) на ЛА марки и модели, который будет ис­ пользоваться во время практического экзамена (для кандидатов на получение спортивной лицен­ зии - водительское удостоверение или медицин­ ский сертификат);

• лётную книжку пилота;

• выпускной сертификат лётной школы (если тако­ вой выдаётся).

  Кандидат должен обеспечить полётопригодный ЛА с бортовым оборудованием, соответствующим областям практических навыков, которые будут проверяться в ходе экзамена. От него также потребуют предъявить и дать объяснения по поводу следующих документов:

• регистрационный сертификат ЛА;

• сертификат лётной годности ЛА;

• перечень эксплуатационных ограничений ЛА или утверждённое FAA руководство по лётной эксплуатации;

• список бортового оборудования ЛА;

• данные о весе и балансировке;

• журнал технического обслуживания;

• необходимые директивы по лётной годности.

  Экзамен начинается с предполётной подготовки и заканчивается послеполётными процедурами. Каждая область практических навыков содержит задания, це­ лью которых является проверка знаний пилота, вла­ дения лётными процедурами и умения выполнять пилотажные манёвры в рамках данной области. Для получения лицензии пилота кандидат должен проде­ монстрировать надлежащие знания и навыки во всех областях.

  
  

  Когда сдавать практический экзамен

  14 CFR, часть 61 содержит требования к опыту и зна­ ниям курсанта, необходимым для прохождения прак­ тического экзамена на получение лицензии того или иного класса. Однако, окончательное решение о готов­ ности курсанта к практическому экзамену принимает СПИ. Подготовка к практическому экзамену является важной частью учебно-тренировочного процесса.

  Кандидат обязан представитьследующиедокументы:

  • форму FAA 8710-1 (8710.11 для кандидатов на по­ лучение спортивной лётной лицензии), заявление

  Подробная информация о пилотажных манёврах и эксплуатационных стандартах содержится в сбор­ нике PTS для конкретного класса лицензии и типа ЛА. Сборники можно загрузить бесплатно с веб-сайта FAA по адресу www.faa.gov или приобрести в печатном виде в Управлении документации или книжных магазинах Правительственной типографии.

  
  

  Кто проводит практический экзамен FAA?

  В силу значительной загрузки штатных сотрудников местных управлений FSDO, практические лётные эк­ замены обычно проводятся официальными экзаме­ наторами FAA (DPE). Кандидат должен согласовать время проведения экзамена, чтобы избежать накла­ док. Список экзаменаторов можно получить в местноы управлении FSDO. Поскольку DPE не получают от госу­ дарства оплаты за проведение экзаменов и обработк · их результатов, экзаменаторам разрешается взимать с кандидатов обоснованную плату. Если практический экзамен принимается инспектором FAA, плата за его проведение не взимается.

  
  

  Функции сертифицированного пилота-инструктора

  
  

  Чтобы стать СПИ, пилот должен соответствовать тре-

  . бованиям 14 CFR, часть 61. FAA возлагает полную от­ ветственность за лётное обучение курсантов на СПИ, которые являются важнейшим звеном системы авиа­ ционной безопасности. Задача инструктора - пере­ дать курсанту знания и навыки, необходимые для того, чтобы он мог стать лицензированным пилотом и выполнять полёты в соответствии со стандартами безопасности Национальной системы УВД. Учебно­ тренировочная подготовка включает в себя пилотаж­ ные навыки, основы методики принятия решений и практики выполнения полёта.

  Лётная тренировочная программа во многом зависит от уровня наземной и теоретической подготовки кур­ санта. Инструктор должен обладать глубоким понима­ нием учебного процесса, знать основы педагогики и уметь эффективно взаимодействовать с пилотом-кур­ сантом. В своей работе лётчики-инструкторы обычно используют методику, называемую «методом кирпичи­ ков». Согласно этой методике, курсант в процессе об­ учения движется от известного к неизвестному таким образом, что каждый новый элемент знания основан на принципах, определяемых полученными ранее зна­ ниями или навыками. Таким образом, узнавая нечто новое, курсант одновременно расширяет область при­ менения принципов и процедур, с которыми он позна­ комился до этого.

  Для курсанта лётчик-инструктор является ролевой моделью: курсант перенимает подходы и методики, демонстрируемые инструктором как во время обуче­ ния, так и при выполнении обычных лётных операций. Сознательно или бессознательно, курсант пытается имитировать поведение инструктора. По этой при­ чине, лётчик-инструктор обязан во время полётов при­ держиваться общепринятых методов обеспечения без­ опасности и выполнять все требования нормативных документов.

  Пилот-курсант должен.быть готов к тому, что при­ дётся потратить значительное время, усилия и сред­ ства, прежде чем он сможет претендовать на получение лицензии пилота. Зачастую эффективность работы ин­ структора и успешность программы лётной подготовки оценивают по проценту успешной сдачи практиче­ ского экзамена среди обучающихся у него курсантов. Компетентный лётчик-инструктор не устаёт подчёрки­ вать, что практический экзамен - это образец лётного мастерства курсанта, ограниченный очень коротким периодом времени. Цель настоящего инструктора - обучить и воспитать пилота, способного демонстриро­ вать высокое мастерство не только во время экзамена, но и в повседневной лётной практике.

  Функции официального пилота-экзаменатора (DPE)

  
  

  DPE играют важную роль в обеспечении авиацион­ ной безопасности, проводя официальные практи­ ческие экзамены на получение лицензии пилота и пилота-инструктора. Проведение этих экзаменов является прерогативой инспекторов FAA. Однако, наивысшим приоритетом для FAA является обеспе­ чение безопасности воздушных перевозок путём тщательного инспектирования ЛА, осуществляющих полёты в воздушном пространстве США. Для выпол­ нения задач по тестированию и сертификации пи­ лотов, FAA делегировало некоторые из обязанностей инспекторов лицам, не являющимся её штатными сотрудниками.

  В соответствии с 14 CFR, раздел 183.23, DPE- это пи­ лот, который соответствует квалификационным требо­ ваниям Руководства пилота-экзаменатора, приказу по FAA №8710.3, а также:

• является технически квалифицированным;

• имеет необходимые категорию, класс и рейтинг для эксплуатации ЛА, используемых для практиче­ ских экзаменов;

• соответствует требованиям 14 CFR, часть 61, раз­ делы 61.56, 61.57 и 61.58;

• имеет необходимую квалификацию для выполне­ ния функций КВС на всех ЛА, эксплуатировать ко­ торые он имеет право;

• имеет медицинский сертификат классом не ниже третьего (если таковой требуется);

• имеет лицензию лётчика-инструктора (если тако­ вая требуется).

  Проводя экзамены и сертификацию пилотов, DPE имеет право взимать обоснованную плату за свою ра­ боту. Как правило, прерогативы DPE ограничены при­ ёмом заявок и проведение практических экзаменов на право получения лицензии пилота и/или рейтинга. Большинство практических экзаменов на получение лицензии пилота частного или коммерческого уровня проводятся DPE.

  Кандидаты в DPE должны обладать хорошей профес­ сиональной репутацией, продемонстрировать желание работать на благо общества и неукоснительно соблю­ дать регламентации и процедуры FAA. FAA делает всё необходимое, чтобы практические экзамены, проводи­ мые DPE, выполнялись с той же степенью профессиона­ лизма, по тем же методикам и в соответствии с теми же стандартами, что и экзамены, проводимые штатными инспекторами FAA.

  

  •iФiФ!J

  Устройство летательного аппарата

  
  

  

  
  

  Подъёмная сила и основы аэродинамики

  Для того, чтобы понять принцип работы основных компонентов летательного аппарата (ЛА), важно знать общие положения аэродинамики. Настоящая глава представляет собой краткое введение в аэроди­ намику; более детально эта тема изложена в главе 4,

  «Аэродинамика полёта".

  Во время установившегося горизонтального полёта на ЛА действуют четыре силы: тяга, лобовое сопротив­ ление, подъёмная сила и вес (рис.2-1).

  
  

  Падъёмная

  

  сила

  
  

  ЛобоеОе

  сопротивление

  
  

  тяга

  
  

  Вес

  
  

  Рис. 2-1. Четыре силы.

  Тяга - это направленная вперёд сила, создаваемая двигателем/воздушным винтом. Она противодей­ ствует или преодолевает силу сопротивления. Обычно считается, что она действует параллельно продольной оси. Однако это не всегда так (см. далее).

  Лобовое сопротивление - это направленная назад замедляющая сила, возникающая при столкновении воздушного потока с крыльями, фюзеляжем и другими выступающими частями корпуса. Сопротивление про­ тиводействует тяге и направлено назад, параллельно набегающему потоку.

  Вес - это объединённая масса самого ЛА, команды, топлива и груза или багажа. Под воздействием силы тяготения вес тянет ЛА к земле. Вес противодействует подъёмной силе и направлен вертикально вниз, через центр тяжести (ЦТ) летательного аппарата.

  Подъёмная сила противодействует силе тяжести. Она вызывается динамическим воздействием воз­ душного потока на крыло, приложена к центру давле­ ния ЛА и направлена вверх, строго перпендикулярно его движению.

  ЛА движется в трёх плоскостях и управляется по­ средством перемещения tsoкpyr одной или более своих осей. Продольная ось (или ось крена) проходит сквозь ЛА от носа до хвоста, причём линия пересекает ЦТ. Поперечная ось (или ось тангажа) проходит через ЛА по линии через концы крыльев, также пересекая

  
  

  

  

  

  

  

  Продольная ось

  Поперечная ось

  Тангаж Крен Рысканье

  Рис. 2-2. Движения вращения, тангажа и рыскания самолёта вдоль продольной, поперечной и вертикальной осей соответственно.

  
  

  
  

  

  

  

  

  Сипа пикирования

  не зависит от скорости

  Сила ка ирования

  зависит от скорости

  

  Если ЦТ расположен слишком близко к хвосту, при полёте на скорости сваливания сила пикирования руля высоты может оказаться недостаточной для того, чтобы выR,Овнять ос самолёта.

  Если ЦТ расположен слишком близко к носу, сила кабрирования руля высоты может оказаться недостаточной для того, чтобы поднять нос

  са_м_олётапер!Щ!Jосадкой.

  Рис. 2-4. Компоненты самолёта.

  
  

  

  
  

  

  
  

  Рис. 2-3. Центр тяжести (ЦТ).

  ЦТ. Вертикальная ось (или ось рыскания) проходит сквозь ЛА вертикально, и опять же, пересекает ЦТ. Управляющие усилия заставляют ЛА двигаться во­ круг одной или более осей, обеспечивая контроль над его пространственным положением во время полёта (рис.2-2).

  Одной из самых важных составляющих конструк­ ции ЛА является ЦТ. Это точка, в которой как бы со­ средоточена масса (или вес) ЛА. Таким образом, если ЛА сбалансировать относительно этой точки или под­ весить за неё, он будет сохранять относительное рав­ новесие. Расположение ЦТ определяет стабильность ЛА во время полёта. По мере перемещения ЦТ назад (по направлению к хвосту) ЛА становится всё более

  Рис. 2-5. Ферменная конструкция фюзеляжа.

  динамически нестабильным. Если ЦТ расположен по­ зади топливных баков ЛА, положение ЦТ необходимо определять, когда баки пусты. В противном случае, по мере сжигания топлива ЛА будет терять стабильность (рис. 2-3). Положение ЦТ рассчитывается при проекти­ ровании и постройке ЛА и учитывает установленное бортовое оборудование, загрузку ЛА, а также ряд дру­ гих факторов.

  
  

  Основные компоненты

  Хотя конструктивно различные самолёты могут сильно отличаться друг от друга, в большинстве случаев они состоят из одних и тех же основных

  
  

  

  Рис. 2-6. Моноплан (слева) и биплан (справа).

  компонентов (рис. 2-4). Как правило, конструкция са­ молёта включает в себя фюзеляж, крылья, хвостовое оперение, шасси и силовую установку.

  
  

  Фюзеляж

  Фюзеляж является центральной частью самолета и предназначен для размещения экипажа, пассажиров и груза. Он также обеспечивает структурную связность крыльев и хвостового оперения. В прошлом при кон­ струировании самолёта использовали открытую фер­ менную структуру, изготовленную из дерева, стали или алюминиевых трубок (рис. 2-5). Самые популяр­ ные типы конструкций фюзеляжа современных само­ лётов - монокок (по-французски «единая оболочка») и полумонокок. Более подробно эти типы конструкций обсуждаются ниже в настоящей главе.

  
  

  Крылья

  Крылья - это аэродинамические поверхности, при­ креплённые к обеим сторонам фюзеляжа. Они обеспе­ чивают подъемную силу, поддерживающую самолёт во время полёта. Существует множество конструкций крыльев, различных по форме и размерам. Механика создания крылом подъёмной силы рассмотрена в главе 4, «Аэродинамика полёта».

  Крылья могут прикрепляться к верхней, средней или нижней частям фюзеляжа. Такие конструкции носят названия «высоко-», «средне-» и «низкоплан» соответ­ ственно. Число крыльев также может варьироваться. Самолёты с единственным набором крыльев называ­ ются монопланами, а с двумя наборами крыльев - бипланами (рис. 2-6).

  Многие самолёты с высокорасположенным крылом снабжены внешними стяжками, или подкосами, кото­ рые во время полёта и приземления передают нагрузку на фюзеляж. Поскольку стяжки располагаются при- мерно посередине крыла, такой тип конструкции назы-

  
  

  с высокорасположенным и большинство самолётов с низкорасположенным крылом имеют крылья консоль­ ной, или свободнонесущей, конструкции, которые спо­ собны нести нагрузку без внешних подкосов.

  Принципиальными структурными частями крыльев являются лонжерон, рёбра жёсткости и стрингеры (рис. 2-7). Они усиливаются фермами, двутавровыми балками, тюбингом или другими средствами (включая обшивку). Конфигурация рёбер жёсткости крыла опре­ деляет форму и толщину крыла (его аэродинамический профиль). В большинстве современных самолётов то­ пливные баки являются составной частью структуры крыла либо представляют собой гибкие контейнеры, встроенные внутрь него.

  К задней кромке крыла прикрепляются два типа управляющих поверхностей: элероны и закрылки. Элероны располагаются примерно от середины каж­ дого крыла до его конца и двигаются в противополож­ ных направлениях, создавая аэродинамические силы, заставляющие самолёт испытывать крен. Закрылки располагаются от фюзеляжа примерно до середины каждого крыла. При полёте в крейсерском режиме они обычно совпадают с поверхностью крыла. Во время взлёта и посадки закрылки выдвигаются, увеличивая подъёмную силу крыла (рис. 2-8).

  
  

  

  Топливный/

  бак

  Обшивка

  Рёбра---

  жёсткости

  
  

  Стрингеры

  вается полуконсольным крылом. Некоторые самолёты Рис. 2-7. Компоненты крыла.

  
  

  Тангаж -

  

  
  

  Простой закрылок

  

  
  

  Разрезной закрылок

  

  
  

  Щелевой закрылок

  

  
  

  Выдвижной закрылок

  

  
  

  Щелевой выдвижной закрылок

  

  Рис. 2-8. Типы закрылков.

  
  

  Альтернативные типы крыльев

  
  

  Некоторое время назад Федеральное управление граж­ данской авиации США (FAA) расширило номенклатуру сертифицируемых им ЛА, добавив категорию «сверх­ лёгкихЛА». В конструкции этих летательных аппаратов для управления полётом и создания подъёмной силы могут использоваться самые различные методы. Они подробно рассмотрены в главе 4, «Аэродинамика по­ лёта», описывающей воздействие средств управления

  

  Рис. 2-9. ЛА, управляемый переносом веса, контролируется изменением положения тела пилота.

  Вертикальный

  

  
  

  Руль налравления Триммеры

  стабилиэаюр

  
  

  
  

  Рис. 2-10. Компоненты хвостового оперения.

  
  

  на подъёмные поверхности разного типа (как крыла обычной конфигурации, так и предусматривающего изгиб либо перенос веса). Так, крыло ЛА, управляе­ мого переносом веса, имеет сильно изогнутую форму, и управление полётом обеспечивается изменением по­ ложения тела пилота (рис. 2-9).

  
  

  Хвостовое оперение

  Хвостовое оперение включает в себя всю хвостовую группу и состоит как из неподвижных поверхностей (вертикальный и горизонтальный стабилизаторы), так и подвижных (руль направления, руль высоты и один или несколько триммеров) (рис. 2-10).

  Руль направления прикрепляется к задней части вертикального стабилизатора. Во время полёта он используется для перемещения носа самолёта влево или вправо, в то время как руль высоты, прикреплённый к задней части горизонтального стабилизатора, перемещает нос самолёта вверх или вниз. Триммеры - это небольшие движущиеся части задней кромки управляющей поверхности,

  
  

  

  
  

  Рис. 2-11. Компонентыцельноповоротногостабилизатора.

  позволяющие снизить управляющее воздействие на рычаги управления. Триммеры могут устанавливаться на элероны, руль направления и/или руль высоты и контролируются из кабины пилота.

  Второй тип хвостового оперения вообще не пред­ полагает наличия руля высоты. Вместо этого оно включает в себя единый горизонтальный стабилиза­ тор, вращающийся на центральном шарнире. Такая конструкция носит название «цельноповоротный стабилизатор». Стабилизатор, как и руль высоты, приводится в действие штурвалом управления. Например, когда шарнир отводится назад, цельно­ поворотный стабилизатор поворачивается таким образом, что задняя его кромка поднимается вверх. Цельноповоротные стабилизаторы снабжены анти­ компенсатором, который устанавливается вдоль их задней кромки (рис. 2-11).

  Антикомпенсатор перемещается в том же на­ правлении, что и задняя кромка стабилизатора, и делает стабилизатор менее чувствительным. Помимо этого, антикомпенсатор работает в каче­ стве триммера, снижая управляющее усилие и по­ могая сохранять цельноповоротный стабилизатор в желаемом положении.

  
  

  Шасси

  Шасси обеспечивает поддержку самолёта во время пар­ ковки, руления, взлёта и посадки. Самый распростра­ нённый тип шасси - колёсный, но самолёты также мо­ гут оборудоваться поплавками для посадки на воду или лыжами для посадки на снег (рис. 2-12).

  Шасси состоит из трёх колёс - двух основных и третьего, расположенного либо спереди, либо в задней части самолёта. Шасси с задним колесом носит название

  «шасси обычной схемы».

  
  

  

  Рис. 2-12. Разновидностишасси: поплавки(вверху), лыжи(в середине) и колёса (внизу).

  Самолёты с шасси обычной схемы иногда назы­ вают «самолетами с хвостовым колесом». Когда тре­ тье колесо располагается на носу самолёта, его на­ зывают «носовым колесом», а вся конструкция носит название «трёхколёсное шасси». Управляемое носо­ вое или хвостовое колесо позволяет контролировать движение самолёта на земле. Большинство самолё­ тов - как с носовым, так и с хвостовым колесом - управляется с помощью педалей руля направления. Некоторые самолёты могут управляться посред­ ством тормозов с раздельным приводом на правое и левое основные колеса.

  
  

  Силовая установка

  
  

  

  Двигатепь---

  Воздуwныii ви

  Силовая установка включает в себя двигатель и воз­ душный винт. Основная функция двигателя - обеспе­ чивать вращение воздушного винта. Он также выраба­ тывает электроэнергию, является источником вакуума для некоторых бортовых инструментов, а в большин­ стве одномоторных самолётов - источником тепла для пилота и пассажиров (рис. 2-13). Двигатель закрыва­ ется обтекателем или мотогондолой (различные типы кожуха). Назначение обтекателя или мотогондолы - снижать лобовое сопротивление самолета, а также обе­ спечивать охлаждение двигателя, направляя поток воздуха вокруг двигателя и цилиндров.

  
  

  Рис. 2-13. Компоненты двигателя.

  
  

  Воздушный винт, устанавливаемый перед двигате­ лем, превращает момент вращения двигателя в тягу - тянущую вперед силу, которая позволяет перемещать самолёт в воздухе. Воздушный винт может также устанавливаться в задней части ЛА (винт толкающего типа). Воздушный винт - это вращающаяся аэроди­ намическая поверхность, которая обеспечивает тягу посредством создания аэродинамической силы. За поверхностью винта образуется область низкого дав­ ления, а перед ней - высокого. Разница давлений тол­ кает воздух сквозь винт, и самолёт движется вперёд.

  Эффективность воздушного винта определяется двумя параметры:

  • угол установки лопасти винта, измеряемый между хордой лопасти и плоскостью вращения винта;

  • шаг винта, определяемый как расстояние, которое проходит винт вперед за одно обращение (как бы ввинчиваясь в твердое тело).

    Две эти величины, вместе взятые, позволяют оце­ нить эффективность работы воздушного винта. Винты обычно подбираются к определенной комбинации конструкции и силовой установки ЛА таким образом, чтобы можно было достичь максимального кпд двига­ теля. Они могут тянуть или толкать ЛА (в зависимости от расположения двигателя).

    
    

    Субкомпоненты

    Субкомпонентами ЛА являются планер, электро­ система, система управления полётом и тормозная система.

    Планер - базовая структура ЛА, сконструированная таким образом, чтобы выдерживать все аэродинамиче­ ские нагрузки, а также напряжения, связанные с весо1 топлива, экипажа и груза.

    Основная функция электросистемы ЛА - выраба­ тывать, регулировать и распределять электроэнер­ гию внутри него. Электросистема может питаться о-:: различных источников: например, генераторов пере­ менного тока с приводом от двигателя, вспомогатель­ ных блоков питания или внешних источников. Он· используется для питания навигационных приборов. жизненно важных агрегатов (таких, как антиобледе• нительная система и т.д.), а также для обслуживанш= пассажиров (например, для освещения кабины).

    Система управления полётом объединяет в себ;; устройства и системы, управляющие положением ЛА:: воздухе и, в результате, траекторией его полёта. В боль­ шинстве самолётов обычной схемы используются то1:­ кокромочные управляющие поверхности на шарнира.. называемые рулями высоты (для тангажа), элеронам·_,_: (для крена) и рулями направления (для рысканиF. Поверхности контролируются из кабины ЛА, пилота) или автопилотом.

    На самолёты обычно устанавливаются гидравлич;:­ ские тормозные системы с дисковыми или бараба:сс­ ными тормозами, аналогичными автомобильны.. Дисковый тормоз состоит из нескольких пластин (кс­ лодок), которые оказывают давление на располага :­ щийся между ними вращающийся диск, жестко св.::­ занный со ступицей колеса. В результате увеличенг трения между диском и колодками колёса постепен':: замедляют вращение, вплоть до полной останов:к;:. Диски и колодки изготавливаются либо из стали (кс:: в автомобилях), либо из углеродного материала, к:­ торый легче и способен поглощать больше энерrк,:. Тормозные системы самолётов используются, гла:: ным образом, на этапе посадки, поглощая при этс огромное количество энергии, поэтому продоты: тельность их жизни измеряется в количестве посада,

    а не в километрах.

    Конструктивные типы самолётов

    Эволюция конструкции фюзеляжа самолёта шла от ранних вариантов деревянной ферменной структуры, через монококовую оболочку к современной полумоно­ коковой оболочке.

    
    

    Ферменная структура

    Главным недостатком ферменной структуры является отсутствие обтекаемой формы. В основе конструкции лежат отрезки трубок, называемые лонжеронами. Сваренные вместе, они формируют хорошо укреплён­ ный каркас. К лонжеронам привариваются вертикаль­ ные и горизонтальные кронштейны, из-за которых такая структура приобретает квадратное или прямоу­ гольное сечение. В конструкцию добавляют дополни­ тельные кронштейны, обеспечивающие сопротивле­ ние внешнему давлению, которое может возникнуть с любой стороны структуры. Стрингеры и шпангоуты (или вспомогательные нервюры) создают форму фюзе­ ляжа и поддерживают обшивку.

    По мере развития технологии, дизайнеры стали за­ крывать ферменные элементы, чтобы придать фюзе­ ляжу более обтекаемую форму и улучшить его аэро­ динамические характеристики. Первоначально это делалось с помощью ткани. Впоследствии стали ис­ пользоваться лёгкие металлы (алюминий). В некото­ рых случаях, наружная обшивка может принимать на себя всю полётную нагрузку либо значительную её часть. В большинстве современных самолётов исполь­ зуется конструкция с несущей обшивкой, известная как монокок или полумонокок (рис. 2-14).

    
    

    Монокок

    В монококовой конструкции используется несущая об­ шивка, которая, подобно стенке алюминиевой банки, принимает на себя почти всю нагрузку. Являясь до­ статочно жёсткой, такая конструкция не очень хорошо реагирует на деформацию своей поверхности. К при­ меру, алюминиевая банка может выдерживать значи­ тельную нагрузку, если эта нагрузка приходится на края. Но если боковая поверхность банки хотя бы не­ много деформирована, даже незначительное давление способно раздавить банку.

    В силу того, что большая часть изгибающей нагрузки приходится на наружную обшивку, а не на открытый ферменный каркас, исчезает необходимость во вну­ треннем укреплении структуры. Это позволяет сни­ зить её вес и увеличить внутреннее пространство.

    Один из оригинальных методов использования монокока был впервые предложен американским

    
    

    Полумонокок

    

    

    )

    

    

    
    

    (

    Несущая обwивrа

    
    

    Всnомоrатеnьные

    нер8q11,1

    Монокок

    

    Рис. 2-14. Монококовый и полумонококовый дизайн фюзеляжа.

    
    

    инженером Джеком Нортропом. В 1918 году он раз­ работал новый способ изготовления монококового фюзеляжа, который впоследствии был применён при создании самолёта «Локхид S-1 Рейсер». Конструкция состояла из двух фанерных половинок оболочки, кото­ рые наклеивались на деревянные обручи-стрингеры. Для того, чтобы получить половинки, конструктор ис­ пользовал три больших куска еловой фанеры, которые размачивались в клее и укладывались в полукруглую бетонную пресс-форму, напоминающую ванну. Затем форма накрывалась плотно прилегающей крышкой, и внутри её надувался резиновый шар, который прижи­ мал фанеру к поверхности формы. Спустя сутки глад­ кая и ровная половинка оболочки была готова. Обе по­ ловинки имели толщину не более 6 миллиметров.

    Из-за сложностей при промышленном производстве монокок получил распространение лишь несколько де­ сятилетий спустя. Сегодня монококовая конструкция широко используется в автомобильной промышленно­ сти, где несущий кузов фактически является индустри­ альным стандартом.

    
    

    Полумонокок

    В полумонококовой конструкции (частичной или по­ ловинной) используется дополнительная структура, к которой прикрепляется обшивка самолёта. Состоящая из шпангоутов и/или нервюр различных размеров, а

    
    

    

    Рис. 2-15. Композитныйсамолёт.

    также стрингеров, эта структура усиливает несущую обшивку, частично снимая с фюзеляжа изгибающую нагрузку. На главной секции фюзеляжа также распо­ лагаются места крепления крыльев и теплозащитный кожух.

    На одномоторных самолётах двигатель обычно кре­ пится в передней части фюзеляжа. Между задней стенкой двигателя и кабиной пилота устанавливается огнеупорная перегородка, служащая для защиты пи­ лота и пассажиров в случае внезапного пожара в дви­ гателе. Обычно она изготавливается из термостойкого материала (например, нержавеющая сталь). Однако в последнее время в конструкции самолётов всё чаще применяются композитные материалы. Некоторые са­ молёты полностью изготавливаются из них.

    
    

    Композитная конструкция

    История

    Использование композитных материалов в конструк­ ции самолётов началось во время Второй мировой войны. Именно тогда при производстве фюзеляжей стратегических бомбардировщиков «В-29» стали ис­ пользовать стекловолокно. В конце 50-х годов этот ма­ териал начал широко применяться при изготовлении планёров. В 1965 году был сертифицирован первый летательный аппарат, полностью изготовленный из стекловолокна. Это был планёр «Диамант HBV» швей­ царского производства. Четыре года спустя в США был сертифицирован полностью стеклопластиковый четы­ рёхместный одномоторный самолёт «Уиндекер Игл». В настоящее время более трети всех самолётов в мире производятся из композитных материалов.

    Композитный материал - широкое понятие. К таким материалам относятся стекловолокно, углепластик,

    пуленепробиваемое волокно «Кевлар», а также их со­ четания. Композитная конструкция имеет два важных преимущества: чрезвычайно гладкая поверхность и возможность изготовления сложных изогнутых илv. обтекаемых структур (рис. 2-15).

    
    

    Самолётыиз композитных материалов

    Композитный материал - это искусственно созданньп', неоднородный материал, состоящий из наполнителя 1: армирующих элементов (волокон). Наполнитель вы­ ступает в качестве своеобразн_ого «клея», скрепля.с волокна и (при вулканизации) придавая изделик форму, а волокна принимают на себя основнук часть нагрузки.

    Существует множество различных типов волоко:: и наполнителей. При изготовлении ЛА чаще всего ис­ пользуется эпоксидная смола, являющаяся разнови.:­ ностью термореактивной пластмассы. По сравненю: с другими аналогичными материалами (такими ка, полиэфирная смола), эпоксидная смола значительн: прочнее. Кроме того, она лучше выдерживает высокv.:: температуры. Есть много вариантов эпоксидных смо. которые различаются характеристиками, временем ; температурой вулканизации, а также стоимостью.

    В качестве армирующих волокон при производсЕ: ЛА чаще всего используются стекловолокно и углеро.:­ ное волокно. Стекловолокно обладает хорошей прочн. стью на разрыв и сжатие, высокой стойкостью к уда;­ ным нагрузкам. Это простой в работе, относитель:-:: недорогой и широко распространенный материал. Е · основным недостатком является достаточно больш вес. Из-за этого из стекловолокна сложно изготовv.:: несущий корпус, который по лёгкости мог бы сопер1:: чать с аналогичным алюминиевым.

    Углеродное волокно в целом прочнее на разрыв и сг.: тие, чем стекловолокно, и гораздо более жёсткое на1:: гиб. Оно также существенно легче, чем стекловолоК:.- Однако его стойкость к ударным нагрузкам нескол;,, ниже, волокна достаточно хрупкие и при резком уда: - ломаются. Эти характеристики существенно улучше:::.:. в такой разновидности углеродного волокна, как «ус.. ленная» эпоксидная смола, которая используется ; изготовлении горизонтальных и вертикальных стае лизаторов лайнера «Боинг 787».

    Углеродное волокно имеет более высокую стоимос-:-_ чем стекловолокно. Цены несколько упали после в:-:: дрения инноваций, появившихся в ходе разрабо:: бомбардировщика «В-2» (в 80-е годы прошлого ве, .::

    и лайнера «Боинг 777» (в 90-е годы). Хорошо сконс ированные структуры из углеродного волокна мо:­ быть значительно легче, чем аналогичные алюми1:: :­ вые, - иногда более, чем на 30%.

    
    

    Преимущества композитных материалов полностью композитные лопасти, а иногда и композит­ ную втулку несущего винта.

    Композитные материалы имеют несколько существен­ ных преимуществ перед металлами, деревом или тка­ нью. Чаще всего в качестве основного преимущества называют меньший вес. Однако следует понимать, что корпус самолёта, изготовленный из композитного ма­ териала, не обязательно будет легче металлического. Это зависит от характеристик корпуса, равно как и от используемого материала.

    Более важным преимуществом является возмож­ ность создания при использовании композитных материалов очень гладкой и сложно искривлённой аэродинамической поверхности, которая позволяет су­ щественно снизить сопротивление воздуха. Именно в силу этой причины в 60-е годы прошлого века дизай­ неры планёров переключились с металла и дерева на композитные материалы.

    Композитные материалы широко используются такими производителями самолётов, как «Циррус» и «Коламбия». Благодаря снижению сопротивления воздуха, самолёты этих компаний отличаются высо­ кими лётными характеристиками, несмотря на нали­ чие неубирающегося шасси. Композитные материалы также помогают маскировать радарные сигнатуры при дизайне типа «стеле» (в таких самолётах, как страте­ гический бомбардировщик «В-2» и многоцелевой ис­ требитель «F-22»). Сегодня композитные материалы используются при производстве любых летательных аппаратов - от планёров до вертолётов.

    Третьим преимуществом композитных материалов является отсутствие коррозии. Так, фюзеляж лайнера

    «Боинг 787» полностью изготавливается из компо­ зитных материалов, что позволяет этому самолёту выдерживать больший перепад давлений и большую влажность в кабине, чем это допускали лайнеры пре­ дыдущих поколений. Инженеров больше не заботит проблема коррозии из-за конденсации влаги на скры­ тых частях обшивки фюзеляжа (например, под изоля­ ционным покрытием). В результате, долговременные эксплуатационные расходы авиакомпаний могут быть существенно снижены.

    Ещё одним преимуществом композитных матери­ алов является хорошие эксплуатационные качества в изгибающей среде (например, при использовании в лопастях несущего винта вертолётов). В отличие от большинства металлов, композитные материалы не страдают от усталости металлов и трещинообразова­ ния. При правильном конструировании лопасти не­ сущего винта, выполненные из композитного матери­ ала, имеют существенно более высокое нормативное время эксплуатации, чем металлические. В силу этого большинство современных больших вертолётов имеют

    
    

    Недостатки композитных материалов

    Композитные конструкции имеют свои недостатки, к самым важным из которых относится отсутствие визу­ альных следов повреждения. Композитные материалы реагируют на удар иначе, чем другие материалы, и за­ частую повреждения не заметны при внешнем осмотре. Например, если автомобиль врежется в алюминие­ вый фюзеляж, на фюзеляже останется вмятина. Если вмятины нет, нет и повреждения. Если вмятина при­ сутствует, повреждение определяется визуально и производится ремонт. В композитных структурах удар малой силы (например, при столкновении или паде­ нии инструмента) часто не оставляет видимых следов повреждения на поверхности. При этом в зоне удара может возникнуть широкая зона расслоения, которая распространяется воронкообразно от точки удара. Повреждения на задней поверхности структуры могут быть существенными - и при этом совершенно неви­ димыми. Как только возникают причины предпола­ гать, что произошёл удар (даже незначительной силы), появляется необходимость в приглашении специали­ ста для инспекции структуры и поиска внутренних повреждений. Хорошим признаком расслоения воло­ конной структуры при использовании стекловолокна является появление «белёсых» областей на поверхно­

    сти корпуса.

    Удар средней силы (например, при столкновении с автомобилем) приводит к локальным повреждениям поверхности, что видимо невооружённым глазом. Зона разрушения больше, чем повреждения на поверхности, и требует ремонта. Удар высокой силы (например, удар птицы или градины в корпус самолёта во время полёта), приводит к появлению пробоины и значительному по­ вреждению структуры. В случае ударов средней и высо­ кой силы повреждения видимы глазом, но удар слабой силы трудно определить визуально (рис. 2-16).

    Если удар вызвал расслоение, разрушение поверхно­ сти или пробоину, в обязательном порядке необходимо проведение ремонта. В ожидании ремонта повреждён­ ная область должна быть накрыта и защищена от до­ ждя. Детали, изготовленные из композитного матери­ ала, часто представляют собой тонкую оболочку, под которой находится пористый внутренний слой (так на­ зываемая «сандвичевая»конструкция). Превосходная с точки зрения структурной жёсткости, такая структура подвержена проникновению влаги, что позже может привести к серьёзным проблемам. Наклеивание по­ верх пробоины отрезка специальной «изоляцион­ ной ленты» является хорошим способом временной

    
    

    Удар малой силы

    Пирамидальный рисунок трещин после удара

    
    

    наполнителя/волоко

    

    Удар средней силы

    Локальное повреждение ог-------- ,---- -----н, о о о +45 +45 -4о5   -4о5 90 90 90.-------- 90 0 о -45 -45 +4о5 +4о5 о      _ о Расслоение Трещина в волокнах на обратной стороне детали

    
    

    

    

    

    Удар высокой силы

    о о о о +45 +45 -4о5 Сквозное -4о5 90 повреждение 90 9о0 (пробоина) 9о0 -45 -45 +4о5 +4о5 о_.,      _ о Расслоение · вободные ,,,,. концы волокон

    Рис. 2-16. Сила удара влияет на наличие визуальных признаков, а равно и на существенность повреждений в композитнойструктуре. Удары средней и высокой силы вызывают значительные поврежде­ ния, но видимы глазом. Удары малойсилы могут вызвать скрытые повреждения.

    
    

    защиты от воды, но это нельзя назвать структурным ремонтом. Таким ремонтом не является и использова­ ние пасты для заполнения отверстий, хотя этот метод можно применять в косметических целях.

    Ещё одним недостатком композитных материа­ лов является относительно низкая термостойкость. В то время как температурные пределы использова­ ния варьируются у различных смол, большинство из них начинают терять прочность при температурах выше 65°С. Для снижения температурного воздействия

    часто применяется окрашивание композитного кор­ пуса в белый цвет. Например, нижняя поверхность крыла, окрашенная в чёрный цвет и располагающаяся над горячим асфальтовым покрытием в солнечный день, может нагреваться более чем до 100° С. Та же кон­ струкция, окрашенная в белый цвет, редко разогрева­ ется более чем до 60° С.

    Производители композитных самолётов часто дают конкретные рекомендации по допустимым цветам окраски корпуса. При повторной окраске самолёта не­ обходимо точно следовать этим рекомендациям.

    Причиной тепловых повреждений часто может яв­ ляться пожар на борту. Даже быстро потушенное возго­ рание в тормозной системе может повредить нижнюю обшивку крыльев, стойки или колёса шасси.

    Композитные материалы также легко повреждаются различными растворителями, поэтому такими хими­ катами композитные структуры обрабатывать нельзя. Для удаления краски с композитных деталей исполь­ зуются только механические методы, например, обдув металлическим порошком или пескоструйная обра­ ботка. Случаи повреждения дорогостоящих композит­ ных деталей растворителями относительно нередки, и такие повреждения обычно не подлежат ремонту.

    
    

    Утечка жидкости на композитные конструкции

    Иногда высказываются опасения по поводу попада­ ния на композитные конструкции топлива, масла или гидравлической жидкости. Следует сказать, что при использовании современных эпоксидных смол это обычно не является проблемой. Как правило, если вытекающая жидкость не разъедает краску, она не может повредить и композитный материал под ней. Например, в некоторых самолётах используются т<>­ пливные баки из стекловолокна, в которых топливо с<>­ прикасается с композитной поверхностью напрямую_ без использования герметика. Некоторые недорогие= виды полиэфирной смолы могут быть повреждены п z попадании на них смеси автомобильного бензина этиловым спиртом. Более дорогостоящие смолы, как 2 эпоксидная смола, могут безопасно соприкасаться с ав­ томобильным бензином, а также с авиационным бе;,;­ зином (октановое число 100) и реактивным топливом.

    
    

    Защита от удара молнии

    

    Важным фактором при проектировании ЛА являете.о защита от удара молнии. При ударе молнии в ЛА е : конструкция испытывает воздействие огромной мо_. ности. Вне зависимости от того, управляете ли вы СЕ­ молётом общего назначения или большим авиалаf:. нером, основные принципы защиты от удара молю·=

    
    

    

    Рис. 2-17. Композитные материалы используются при производстве таких летательных аппаратов, как одномоторный самолёт

    «Коламбия 350» (слева), авиалайнер «Боинг 787» (в середине) и вертолёт Береговой охраны США «НН-65»(справа).

    остаются одинаковыми. Безотносительно к размеру самолёта, энергия от удара должна распределяться по большой площади поверхности - это позволяет умень­ шить силу тока, приходящуюся на единицу площади обшивки, до приемлемого уровня.

    При ударе молнии в самолёт, изготовленный из алю­ миния (в силу его электропроводности), электрическая энергия естественным образом распределяется по всей алюминиевой конструкции. В данном случае основной задачей конструкторов является защита электронного оборудования, топливной системы и т.д. Внешняя об­ шивка самолёта должна предоставлять путь наимень­ шего сопротивления для электрического разряда.

    В случае самолёта, изготовленного из композитных материалов, ситуация иная. Стекловолокно является прекрасным электроизолятором. Углеродное волокно проводит электричество, однако не так хорошо, как алюминий. Следовательно, внешний слой композитной обшивки должен обладать дополнительной электро­ проводностью. Это обычно достигается с помощью ме­ таллической сетки, вмонтированной в обшивку. Чаще всего используются алюмиевые или медные сетки - алюминий для стекловолокна, медь для углеродного волокна. Любой структурный ремонт поверхностей, защищённых от удара молнии, должен включать в себя восстановление металлической сетки.

    В том случае, если конструкция композитного само­ лёта предполагает наличие внутренней радиоантенны, в молниезащитной сетке должны быть оставлены спе­ циальные «окна». Внутренние радиоантенны иногда используются в композитных самолётах, поскольку стекловолокно прозрачно для радиоволн (в то время как углеродное волокно - нет).

    
    

    Будущее композитных материалов

    В течение нескольких десятилетий после окончания Второй мировой войны композитные материалы за­ няли важное место в авиационной промышленности. Благодаря своей универсальности и сопротивляемости коррозии, а также хорошему соотношению прочности

    и веса изделия, композитные материалы позволяют реализовать самые дерзкие и инновационные дизай­ нерские идеи. Использующиеся в самых различных самолётах - от лёгкого моноплана «Циррус SR-20» до авиалайнера «Боинг 787» - композитные материалы играют в авиаиндустрии значительную роль, и их при­ менение будет только расширяться (рис. 2-17).

    
    

    Бортовые приборы: движение в будущее

    До недавнего времени большинство самолётов общего назначения оборудовались индивидуальными при­ борами, используемыми совместно для безопасного управления и маневрирования самолётом. С появле­ нием электронных индикаторов управления полётом (ЭИУП) обычные бортовые приборы уступили место жидкокристаллическим (ЖК) экранам.

    Первый из экранов устанавливается перед левым креслом пилота. Его называют основным индикатором полётных данных (ОИПД). Второй экран, расположен­ ный примерно в центре приборной доски, называется многоцелевым индикатором (МЦИ). Экраны упорядо­ чивают расположение приборов на приборной доске и одновременно повышают безопасность управления воздушным судном. Последнее достигается благодаря использованию в качестве измерительных приборов твердотельных датчиков, которые имеют частоту от­ казов существенно ниже, чем у обычных аналоговых инструментов (рис. 2-18).

    Развитие авионики и появление ЭИУП требуют от любого пилота (вне зависимости от опыта) глубокого знания бортовых систем управления полётом, а также хорошего понимания того, как автоматика влияет на процесс принятия аэронавигационных решений (ПАР). Эти вопросы подробно освещаются в главе 17, «Процесс принятия аэронавигационных решений».

    Вне зависимости от того, установлены на самолёте аналоговые или цифровые бортовые приборы, по типу отображаемой информации они всегда делятся на три категории: контроль параметров движения, управление и навигация.

    
    

    

    Приборы управления не отображают скорости или высоты самолёта. Для того, чтобы определить эти и другие показатели, пилоту необходимо обратиться к приборам для контроля параметров движения.

    
    

    
    

    Рис. 2-18. Аналоговая (вверху) и цифровая приборные доски на самолёте «Цессна 172».

    
    

    Приборы для контроля параметров движения

    Приборы для контроля параметров движения отобра­ жают полётные показатели самолёта. Эта категория приборов включает в себя высотомер, индикатор воз­ душной скорости, индикатор вертикальной скорости (вариометр), указатель курса и индикатор поворота и скольжения. Скорость самолёта контролируется через индикатор воздушной скорости. Высота полёта кон­ тролируется через высотомер. Характеристики набора высоты определяются посредством обращения к вари­ ометру. К другим приборам для контроля параметров движения относятся указатель курса, индикатор угла атаки и индикатор скольжения (рис. 2-19).

    
    

    Приборы управления

    Приборы управления (рис. 2-20) показывают мгновен­ ные изменения положения самолёта и силовых харак­ теристик. Они настраиваются таким образом, чтобы отреагировать даже на самые незначительные изме­ нения. Прибор для отображения положения самолёта в воздухе называется индикатором пространственного положения (гирогоризонтом).

    Навигационные приборы

    Навигационные приборы отображают положение само­ лёта по отношению к выбранному навигационному со­ оружению или точке земной поверхности. Эта группа приборов включает в себя указатели курса, индика­ торы дальности и глиссады, а также указатели пеленга. Новейшие самолёты с технологически совершенными приборами предоставляют пилоту информацию сме­ шанного характера, позволяя определить местоположе­ ние воздушного судна с высоким уровнем точности.

    В группу навигационных приборов входят инди­ каторы глобальной системы определения координат (GPS), всенаправленного УКВ-радиомаяка (VOR), не­ направленного радиомаяка (NDB) и инструменталь­ ной системы посадки (ILS). Приборы указывают поло­ жение самолета относительно выбранного наземного аэронавигационного объекта. Помимо отображения положения самолёта в пространстве, они также пре­ доставляют пилотажную информацию, давая пилоту возможность обеспечить движение ЛА по заданному пути посредством маневрирования. Пилотажная ин­ формация о положении самолета в двух или трёх из­ мерениях может быть получена от наземных и косми­ ческих источников (рис. 2-21 и 2-22).

    
    

    Глобальная система определения координат (GPS)

    GPS - это спутниковая навигационная система, пред­ ставляющая собой сеть спутников, выведенных на ор­ биту Министерством обороны США. Первоначально GPS предназначалась для применения в военных це­ лях, но в 80-х годах прошлого века правительство США разрешило использовать её для гражданских нужд. GPS работает в любых погодных условиях, в любой точке мира, 24 часа в день.

    Для расчёта двумерного положения объекта (дол­ гота и широта) и отслеживания его движения приём­ ник GPS должен захватить сигнал не менее чем от трёх спутников системы. При видимости четырёх и более спутников приёмник может определить трёхмерное положение объекта (долгота, широта и высота). ДлF. компенсации потери или неоднозначности сиг­ нала необходимо иметь в видимости максимальное число спутников.

    Использование GPS более детально обсуждается Б

    главе 15, «Навигация».

    
    

    
    

    Указатель курса

    
    

    2-19. Приборы для контроля параметров движения.

    

    
    

    

    
    

    

    
    

    

    
    

    Рис.2-20. Приборыуправления.

    
    

    

    
    

    
    

    

    
    

    Рис. 2-21. Сравнение навигационной информации на цифровых и аналоговых приборах.

    
    

    

    

    Стрелка глиссады показывает

    «лети ниже»для захвата глиссады

    Стрелка глиссады показывает «лети выше»для захвата глиссады.

    •

    •

    Лети ниже Лети выше

    

    
    

    
    

    Рис. 2-22. Аналоговая и цифровая индикация для захвата глиссады.

    

    П,МФI•

    Принципы

    поле••та

    
    

    

    
    

    Строение атмосферы

    Атмосферой называется воздушная оболочка, кото­ рая окружает Землю и покоится на её поверхности. Атмосфера в такой же степени является частью Земли, как океаны или суша, но, в отличие от почвы, горных пород и воды, воздух - это смесь газов, имеющая массу и вес, но не имеющая формы.

    Атмосфера состоит из водорода (78%), кислорода (21%) и 1% других газов, например, аргона и гелия. Некоторые из этих веществ тяжелее, чем другие. Самые тяжёлые вещества, такие как кислород, нахо­ дятся вблизи поверхности Земли, в то время как лёг­ кие элементы поднимаются в более высокие области. Основная часть содержащегося в атмосфере кисло­ рода расположена в пределах 11 километров от земной поверхности.

    Воздух (как .и любой газ) способен течь и меняет форму при малейшем воздействии, поскольку в нём от­ сутствует сколько-нибудь существенное молекулярное сцепление. Например, газ целиком заполняет любой контейнер, в который его поместят, расширяясь или сжимаясь в соответствии с границами контейнера.

    
    

    Атмосферное давление

    Существуют различные виды давления, но для пилота наибольший интерес представляет атмосферное давле­ ние. Оно является одним из основных факторов в изме­ нении погоды, способствует подъему самолёта в воздух и приводит в действие ряд важных бортовых приборов. Эти приборы - высотомер, индикатор воздушной ско­ рости, вариометр и манометр наддува.

    Воздух очень лёгок, но всё же он обладает массой и подвержен действию гравитации, а значит, имеет вес и оказывает механическое воздействие на находящи­ еся в нём тела. Поскольку он является газообразной средой, эта сила действует в равной степени во всех направлениях. Её воздействие на находящиеся в воз­ духе тела называется давлением. В стандартных усло­ виях на уровне моря среднее атмосферное давление равно приблизительно 760 миллиметров ртутного столба (мм рт. ст.), 1013,2 миллибаров (мбар) или 101 325 паскалей (Па). Плотность атмосферы ограничена,

    
    

    
    

    

    С-1аw,р1ное

    ..С.1аw,р1ное

    1013мб

    Рис. 3-1. Стандартное атмосферное давление на уровне моря.

    
    

    поэтому, чем больше высота, тем более разряжен воз­ дух. Например, на высоте 5,5 км вес атмосферы вдвое ниже, чем на уровне моря.

    Атмосферное давление различнодля разного времени и географического положения. Поэтому были введены стандартные справочные параметры. Стандартные атмосферные условия на уровне моря - это темпера­ тура воздуха 15 °С и давление у поверхности Земли 760 мм рт. ст. или 1013,2 мбар (рис. 3-1).

    Стандартная скорость снижения температуры с высо­ той (вертикальный градиент температуры) - 0,6 °С на каждые 100 м примерно до высоты 11 км, на которой температура составляет около -55 °С. Выше этой точки температура остаётся практически постоянной, вплоть до высоты 24 км. Стандартная скорость снижения дав­ ления с высотой (вертикальный барический градиент) равна 12,5 гПа на 100 м. На практике часто применяется величина, обратная вертикальному барическому гра­ диенту - барическая ступень. Это высота, на которую надо подняться, чтобы давление уменьшилось на 1 гПа. Стандартная барическая ступень у земной поверхности равна 8 м/гПа (рис. 3-2). Международная организация гражданской авиации (ИКАО) установила эти значе­ ния в качестве международного стандарта, и их часто

    
    

    
    

    Стандартная атмосфера
    Высота, м	Давление, мм рт. ст.	Температура, 0С
    о	760, 00	15,0
    1000	674,10	8,5
    2000	596,20	2,0
    3000	525,80	-4,5
    4000	462,20	-11,0
    5000	405,10	-17,5
    6000	353,80	-24,0
    7000	307,80	-30,5
    8000	266,90	-37,0
    9000	230,50	-43,5
    10000	198,20	-50,0
    11000	169,60	-56,5
    12000	144,87	-56,5
    13000	123,72	-56,5
    14000	105,67	-56,5
    15000	90,24	-56,5
    16000	77,07	-56,5
    17000	65,82	-56,5
    18000	56,21	-56,5
    19000	48,01	-56,5
    20000	41,00	-56,5

    Рис. 3-2. Параметры стандартной атмосферы.

    
    

    называют международной стандартной атмосферой (International Standard Atmosphere, ISA). Любое значение температуры или давления, которое отличается от зна­ чения, рассчитанного на основе стандартных вертикаль­ ных градиентов, считается нестандартным.

    Поскольку лётно-технические характеристики лета­ тельного аппарата определяются и оцениваются в усло­ виях стандартной атмосферы, все бортовые приборы в обязательном порядке калибруются на стандартную ат­ мосферу. Для того, чтобы правильно учитывать условия нестандартной атмосферы, необходимо определить не­ которые дополнительные термины.

    
    

    Барометрическая высота

    Барометрическая высота - это высота объекта над стандартной плоскостью высоты (СПВ), представля­ ющей собой теоретический уровень, на котором из­ меренный барометром вес атмосферы равен 760 мм рт. ст. или 1013,2 мбар. Высотомер, в сущности, пред­ ставляет собой высокочувствительньrй барометр, калиброванный для индикации высоты в условиях

    стандартной атмосферы. Если высотомер калиброван на 760 мм рт. ст., отображаемое им значение высоты на­ зывается высотой по давлению или барометрической высотой. При изменении атмосферного давления СПВ может подниматься выше или опускаться ниже уровня моря. Барометрическая высота важна в качестве базиса для определения лётно-технических характеристик ЛА, а также для назначения эшелона полёта для ЛА, передвигающихся на высоте 5,5 км и выше.

    Барометрическая высота может быть определена од­ ним из двух методов:

    1. Установить барометрическую шкалу высотомера на 760 и прочесть показания высоты.

    2. Применить к показаниям высоты поправочный коэффициент в соответствии с текущими установками высотомера.

    
    

    Высота по плотности

    СПВ является сугубо теоретической величиной и не применима к нестандартным атмосферным условиям, в которых функционирует ЛА. Для корректировки аэ­ родинамических характеристик в нестандартной ат­ мосфере применяется поправочная величина, называ­ емая высотой по плотности. Высота по плотности - это высота над уровнем моря, соответствующая опреде­ лённой плотности воздуха в условиях стандартной ат­ мосферы. Плотность воздуха оказывает существенное влияние на лётно-технические характеристики лета­ тельного аппарата. поскольку по мере снижения этой плотности также снижаются:

    • мощность двигателя, потому что количество воз­ духа, поступающего в него, падает;

    • тяга, потому что воздушный винт теряет свою эф­ фективность в р·азреженном воздухе;

    • подъёмная сила, потому что разреженный воздух оказывает меньшее давление на аэродинамические поверхности.

    Высота по плотности - это барометрическая высота с поправкой на нестандартную температуру. По мере того, как плотность воздуха возрастает (уменьшается высота по плотности), лётно-технические характери­ стики ЛА улучшаются. Аналогично, при снижении плотности воздуха (уменьшении высоты по плотности) лётные характеристики ухудшаются. Падение плотно­ сти воздуха равносильно росту высоты по плотности; повышение плотности воздуха равносильно снижению высоты по плотности. Высота по плотности применя­ ется для расчёта параметров движения ЛА, поскольку в стандартных атмосферных условиях любой точке ат­ мосферы соответствуют не только определённая плот­ ность воздуха, но также барометрическая высота и вы­ сота по плотности.

    
    

    При расчёте высоты по плотности учитывается дав­ ilение (барометрическая высота) и температура воз­ духа. Поскольку значения параметров движения ЛА на любой высоте определяются на основании плотности воздуха в стандартных условиях, эти значения соот­ ветствуют высоте, которая может не совпадать с по­ казаниями высотомера. В условиях, отличающихся от стандартных, высота не может быть определена непо­ средственно на основании показаний высотомера.

    Высота по плотности рассчитывается следующим образом: вначале определяется барометрическая вы­ сота, а затем вносится поправка, учитывающая не­ стандартные температурные условия. Поскольку плот­ зость воздуха прямо пропорционально атмосферному давлению и обратно пропорциональна температуре,

    :·онкретное значение барометрической высоты может соответствовать широкому диапазону температур при изменяющейся плотности воздуха. Однако любой паре значений температуры воздуха и барометрической вы- оты соответствует единственное значение плотности зоздуха. Плотность воздуха оказывает существенное

    з.1ияние на характеристики ЛА и его двигателя.

    Вне зависимости от действительной высоты, на

    : отарой движется ЛА, он будет вести себя так, как будто находится на высоте, равной текущей высоте по

    отности.

    Плотность воздуха меняется при изменениях вы­ соты, температуры и влажности. Большие значения высоты по плотности соответствуют разреженному зоздуху, в то время как малые - плотному воздуху. Условия, которым соответствуют большие значения высоты по плотности - это существенная высота над уровнем моря, низкое атмосферное давление, высокая

    -емпература, высокая влажность или какая-либо ком­ бинация этих факторов. Малая высота над уровнем 11оря, высокое атмосферное давление, низкая темпе­ ратура и низкая плотность характеризуются малыми значениями высоты по плотности.

    
    

    Влияние атмосфернщо давления на плотность воздуха

    Поскольку воздух представляет собой газ, он может сжиматься и расширяться. Когда воздух сжимается, его количество в любом заданном объёме растёт. И на­ оборот, когда давление на определённое количество воздуха снижается, воздух расширяется, занимая боль­ шее пространство. При низком атмосферном давлении столб воздуха содержит малое количество воздуха. Плотность снижается, поскольку она прямо пропор­ циональна давлению. Если давление удваивается, то и плотность удваивается; если давление падает, падает и плотность. Следует понимать, что эти утверждения

    :праведливы только при постоянной температуре.

    
    

    Влияние температуры воздуха на его плотность

    
    

    При росте температуры вещества его плотность сни­ жается. И наоборот, при снижении температуры плотность вещества растёт. Таким образом, плот­ ность воздуха обратно пропорциональна темпера­ туре. Сказанное справедливо только при постоянном давлении.

    С ростом высоты и атмосферное давление, и темпе­ ратура воздуха падают, оказывая взаимно противо­ положное влияние на плотность воздуха. Однако давление с ростом высоты падает более существенно и обычно влияет на плотность гораздо сильнее, чем температура. Следовательно, справедливо ожидать, что с увеличением высоты плотность воздуха должна падать.

    
    

    Влияние влажности на плотность воздуха

    Сказанное выше относится к абсолютно сухому воз­ духу (нулевая влажность). В действительности, воздух никогда не бывает абсолютно сухим. Небольшим ко­ личеством водяных паров, содержащихся в атмосфере, в некоторых условиях можно пренебречь, но в других случаях влажность может оказывать существенное влияние на поведение ЛА. Водяные пары легче воз­ духа; следовательно, влажный воздух легче, чем сухой. Поэтому с ростом содержания воды воздух становится менее плотным. При этом растёт высота по плотности и ухудшаются лётно-технические характеристики само­ лёта. Для конкретных выбранных условий плотность воздуха минимальна, когда он содержит максимальное количество водяных паров.

    Влажность воздуха (также называемая относитель­ ной влажностью) характеризует содержание в атмос­ фере водяных паров и выражается в процентной доле от максимального количества паров, которые может содержать воздух. Это количество меняется с темпе­ ратурой. Тёплый воздух способен содержать большее количество водяных паров, а холодный - меньшее. Идеально сухой воздух, вообще не содержащий водя­ ных паров, имеет нулевую относительную влажность, в то время как насыщенный воздух, содержащий пре­ дельно возможное количество паров, имеет относи­ тельную влажность 100%. Влажность сама по себе не считается существенным показателем при расчёте вы­ соты по плотности и определении параметров движе­ ния самолёта, но всё же вносит определённый вклад.

    С возрастанием температуры воздух может вме­ стить большее количество водяных паров. Если срав­ нить между собой две отдельные массы воздуха - первая тёплая и влажная (оба фактора делают воздух легче), а вторая холодная и сухая (оба фактора делают

    воздух тяжелее), - выяснится, что первая будет иметь меньшую плотность, чем вторая. Давление, темпера­ тура и влажность воздуха оказывают существенное влияние на характеристики летательного аппарата, поскольку все они влияют на плотность воздуха. Простого правила для приближённого расчёта не су­ ществует. Однако влияние влажности можно опреде­ лить, используя формулы или онлайн-калькуляторы. Вначале необходимо определить высоту, для которой выполняется поиск высоты по плотности. Используя таблицу, приведённую на рис. 3-2, выбираем бароме­ трическое давление, ближайшее к соответствующей высоте. Например, давление на высоте 8000 м равно 266,9 мм рт. ст., а температура -37 °С. Заходим на веб­ сайт Национального управления по исследованию оке­ анов и атмосферы (NOAA) по адресу http://www.srh. noaa.gov/epz/?n=wxcalc_densityaltitude и вводим значе­ ние «266,9» в поле «station density» («давление на уровне метеостанции»). Вводим «-37» в поле «air temperature» («температура воздуха»), а в поле «dew point» («точка

    росы») - «21» (необходимо правильно выбрать еди­ ницы измерения). Получаем значение высоты по плот­ ности 8261,8 м. При нулевой влажности высота по плот­ ности была бы несколько ниже.

    Другой веб-сайт (http://wahiduddin.net/calc/calc_ da_m.htm) обеспечивает более прямой подход к опреде­ лению влияния влажности на высоту по плотности - без использования дополнительных таблиц. В любом случае, следует понимать, что в условиях высокой влажности общие лётно-технические характеристики летательного аппарата неизбежно ухудшаются.пилота.

    
    

    Теоретические основы создания подъёмной силы

    Законы механики Ньютона

    Теория подъёмной силы исторически стала продол­ жением и развитием основных физических законов, которые формулировались на протяжении несколь­ ких веков. Хотя эти законы и применимы ко всем

    
    

    А. Воздушный поток, оrибающий	В. Вращающийся цилиндр	С. Вращающийся цилиндр
    неподвижный цилиндр	в жидкости ·	в движущейся жидкости

    
    

    

    

    D. Передняя кромка крыла Е. Передняя кромка крыла при увеличении в 1500 раз.

    

    
    

    

    Рис. 3-3. На схеме А - процесс равномерной циркуляции. На схеме В - увеличение интенсивности потока над верхней частью вращающегося цилиндра. Скорость потока ещё более возрастает, если поместить вращающийся цилиндр в движущийся поток (схема С). Молекулы воздуха у поверхности объекта замедляют движение, становясь практически неподвижными. На схеме D - пример конструкции передней кромки крыла, обычно изготавливаемого из авиационного алюминия. На схеме Е - та же передняя кромка, только при увеличении

    в 1500 раз, когда становятся видны неровности на полированной поверхности. Эта неоднородность объясняет нарушение течения воздушного потока вблизи поверхности крыла.

    проявлениям подъёмной силы, они не способны объ­ яснить, как именно она возникает. Достаточно вспом­ нить о том, что многие аэродинамические поверхности симметричны и при этом создают значительную подъ­ ёмную силу.

    Фундаментальные физические законы, которые управляют силами, воздействующими на летательный аппарат в воздухе, были сформулированы на основа­ зии теорий, возникших задолго до того, как человек

    ::юднялся в воздух. Эти законы появились в ходе так зазываемой «первой научной революции», которая на­

    ::;:алась в Европе в XVII веке. Движимые верой в то, что Зселенная развивается предсказуемым образом, до­ ступным человеческому пониманию, философы, мате­ атики, физики и изобретатели стремились раскрыть

    :екреты мироздания. Одним из величайших учёных го времени является сэр Исаак Ньютон, который формулировал не только закон всемирного тяготения,

    =:о и три закона механики, носящие его имя.

    Первый закон Ньютона: «Всякое тело продолжает у;:;;ерживаться в состоянии покоя или равномерного и

    =;,ямолинейного движения, пока и поскольку оно не

    =онуждается приложенными силами изменить это

    !:ОСТОЯНИе».

    Это означает, что никакой объект не начинает и не

    =

    ::-рекращает движение, пока внешняя сила не заста­ его сделать это. ЛА находится в состоянии покоя в rесте стоянки до тех пор, пока к нему не будет прило­

    ::с;ена сила, достаточно большая, чтобы преодолеть его z:нерцию. Как только он начинает двигаться, инерция з.аставляет его продолжать движение, пока иные силы

    :s:e изменят этого состояния. Они могут ускорить или за.,1едлить движение ЛА, а также изменить направле­ з:ие, в котором он движется.

    Второй закон Ньютона: «Сила равна скорости из­ rенения количества движения в единицу времени.

    ....,.1я тела постоянной массы сила равна произведению rассы тела на его ускорение».

    Когда к телу приложена постоянная сила, вызванное этим ускорение обратно пропорционально массе тела

    :а прямо пропорционально приложенной силе. Этот за­ он рассматривает факторы, приводящие к преодоле­ з:ию состояния объекта, которое описывается Первым законом Ньютона. Второй закон относится к измене­ зиям как в скорости тела, так и в направлении его дви­

    ,=;ения, включая начало движения из состояния покоя (положительное ускорение) и остановку (отрицатель­ ное ускорение или замедление).

    Третий закон Ньютона: «Любому действию всегда есть равное и противоположное противодействие».

    В случае самолёта, воздушный винт при своём вра­ щении гонит воздух назад; следовательно, воздух

    .1вижет воздушный винт (и тем самым весь самолёт)

    в противоположном направлении - вперёд. В случае реактивного самолёта, двигатель выталкивает поток горячих газов назад; сила равного и противополож­ ного противодействия давит на двигатель и толкает самолёт вперёд.

    
    

    Эффект Магнуса

    В 1852 году немецкий физик и химик Генрих Густав Магнус (1802-1870) провёл серию опытов по изучению аэродинамических сил, воздействующих на вращаю­ щиеся сферы и цилиндры. (Наблюдаемые им явления были упомянуты Ньютоном в 1672 году). Эти опыты привели к открытию эффекта Магнуса, который помо­ гает объяснить возникновение подъёмной силы.

    
    

    Обтекание воздухом неподвижного цилиндра

    Если воздух обтекает цилиндр, находящийся в состо­ янии покоя, потоки воздуха выше и ниже цилиндра идентичны, а силы, действующие на него сверху и снизу, одинаковы (рис. 3-ЗА).

    
    

    Вращающийся цилиндр в неподвижной жидкости

    На рис. 3-ЗВ изображена торцевая плоскость погружён­ ного в жидкость цилиндра, который вращается по ча­ совой стрелке. Вращение цилиндра оказывает влияние на окружающую его жидкость. Поток жидкости во­ круг вращающегося цилиндра отличается от потока вокруг неподвижного цилиндра из-за возникнове­ ния сопротивления, вызываемого двумя факторами: вязкостью и трением.

    
    

    Вязкость

    
    

    Вязкость - это свойство жидкостей и газов оказывать сопротивление течению, т.е. перемещению одной их части относительно другой. Благодаря тому, что жид­ кости имеют тенденцию смешиваться друг с другом до определённой степени, это сопротивление можно из­ мерить количественно. Высоковязкие жидкости сопро­ тивляются течению; маловязкие очень текучи.

    Разницу в вязкости можно проиллюстрировать, поместив одинаковое количество воды и масла на две идентичные наклонные плоскости. Вода будет течь свободно и быстро, в то время как масло - го­ раздо медленнее.

    Поскольку в основе вязкости лежит молекулярное сопротивление движению, смазочные вещества чрез­ вычайно вязки, потому что их молекулы препятствуют течению. Другим примером вязкой жидкости может служить горячая вулканическая лава. Все жидкости и

    газы в той или иной степени вязки и сопротивляются течению, хотя иногда это сопротивление не заметно для внешнего наблюдателя. Воздух - пример газоо­ бразной среды, чью вязкость невозможно увидеть.

    Поскольку воздух обладает вязкостью, он до некото­ рой степени сопротивляется свободному течению. В случае вращающегося цилиндра, поrружённоrо в жид­ кую или газообразную среду (масло, вода или воздух), жидкость или газ будут оказывать сопротивление по­ току, огибающему поверхность цилиндра.

    
    

    Трение

    
    

    Трение является вторым фактором, который влияет на поведение жидкости или газа, обтекающих вращаю­ щийся цилиндр. Трение - это сопротивление, которое испытывает одна поверхность (или объект) при пере­ мещении относительно другой поверхности (или объ­ екта). Трение также возникает между жидкостью или газом и поверхностью, которую они обтекают.

    Если поместить одинаковые жидкости на идентич­ ные наклонные поверхности, эти жидкости будут течь с одной и той же скоростью. Но если покрыть одну из поверхностей каменной крошкой, жидкость на ней будет вести себя совсем не так, как на гладкой поверх­ ности. Шероховатая поверхность будет препятствовать потоку жидкости из-за поверхностного сопротивления (трения). Важно помнить, что все поверхности, на­ сколько бы ровными они ни выглядели, не являются абсолютно гладкими и в определённой степени пре­ пятствуют потоку жидкости или газа. Поверхность вращающегося цилиндра и обе поверхности крыла содержат шероховатости (пусть даже на микроскопи­ ческом уровне), и это создаёт сопротивление обтекаю­ щему их потоку. Трение обшивки (иначе называемое аэродинамическим сопротивлением) вызывает снижение скорости воздушного потока на поверх­ ности крыла.

    При движении по какой-либо поверхнос1:J:!,J','1Олекулы жидкости или газа прилипают (пристают, приклеива­ ются) к поверхности. В качестве примера поместим вращающийся цилиндр в неподвижную жидкость. В этом случае:

    1. Когда цилиндр вращается, частицы жидкости вблизи его поверхности сопротивляются движе­ нию, и их относительная скорость близка к нулевой. Их движению препятствует шероховатость поверх­ ности цилиндра.

    2. В силу вязкости жидкости молекулы на поверх­

    ности цилиндра увлекают (или тянут) обтекающий поверхность поток в направлении вращении. Это про­ исходит из-за молекулярного сцепления между части­

    да:ми ЖИДНDСТИ.

    Существует разница между потоками жидкости, об­ текающими вращающийся и неподвижный цилиндры. Молекулы на поверхности вращающегося цилиндра неподвижны относительно цилиндра; они движутся вместе с цилиндром (например, по часовой стрелке). Благодаря вязкости, они увлекают за собой моле­ кулы, находящиеся выше, что вызывает ускорение по­ тока в направлении вращения цилиндра (по часовой стрелке). Заменив жидкость воздухом, мы увидим, что поток воздуха над цилиндром будет иметь более высо­ кую скорость, поскольку большее количество молекул воздуха будут двигаться в направлении вращения (по часовой стрелке).

    
    

    Вращающийся цилиндр в движущейся жидкости

    Если цилиндр вращается в движущейся жидкости, ско­ рость потока увеличивается в направлении вращения цилиндра (рис. 3-3С). При увеличении скорости дви­ жения жидкости общая интенсивность потока также увеличивается.

    Разница в скоростях различных областей потока максимальна в точках, которые расположены на ли­ нии, перпендикулярной направлению относительного движения между цилиндром и потоком. Кроме того, как показано на рис. 3-4, существует так называемая точка застоя (точка А), где воздушный поток сталкива­ ется с аэродинамической поверхностью (набегает на неё) и разделяется на два потока: первый движется над аэродинамической поверхностью, второй - под ней. Другая точка застоя - точка В, в которой два воздуш­ ных потока снова объединяются и продолжают дви­ жение с одинаковой скоростью. Если смотреть с торца аэродинамической поверхности, перед ней поток под­ нимается, а позади - опускается.

    Как видно на рис. 3-4, скорость потока максимальна над аэродинамической поверхностью и минимальна под ней. Поскольку эти скорости непосредственно свя­ заны с обтекаемым объектом (в данном случае, с аэро­ динамической поверхностью), их называют местными скоростями. Этот принцип полностью применим к крылу или другим подъёмным поверхностям. Разница скоростей потока над крылом и под ним приводит к тому, что давление на нижнюю поверхность крыла ока­ зывается выше, чем на верхнюю.

    В результате возникает область низкого давления, создающая направленную вверх силу, которая влияет на траекторию вращающегося объекта. Это физическое явление известно как эффект Магнуса. В 1904 году выдающийся русский физик Николай Жуковский предложил формулу для расчёта подъёмной силы, действующей на тело, которое обтекает поток жидкости или газа [теорема Жуковского). Согласно теореме

    
    

    

    
    

    Задняя точка застоя

    Рис. 3-4. Если передняя точка застоя расположена перед передней кромкой крыла, а задняя точка застоя - позади задней кромки, вокруг крыла возникает циркуляция воздуха.

    
    

    Жуковского, подъемная сила крьmа равна произведению плотности газа (жидкости), его скорости, циркуляции скорости потока и длины отрезка крьmа.

    Физический смысл эффекта Магнуса можно выразить следующим образом: вблизи верхней кромки аэродинамической поверхности с положительным углом атаки создаётся циркуляция воздушного потока. При этом задняя точка застоя находится позади задней кромки поверхности, а передняя точка застоя - перед передней кромкой (рис. 3-4).

    
    

    Принцип перепада давлений Бернулли

    Спустя полвека после того, как Ньютон сформулиро­ вал свои законы, швейцарский математик Даниил Бернулли определил, как давление движущихся жид­ кости или газа меняется при изменении скорости их движения. Согласно принципу Бернулли, при увели­ чении скорости движения текучей среды (жидкости или газа) давление внутри этой среды падает. Принцип

    Бернулли объясняет, что происходит с воздухом, проходящим над искривлённой поверхностью крыла самолёта.

    Практическим применением принципа Бернулли стала трубка Вентури (названная по имени итальян­ ского учёного Джованни Вентури). Трубка Вентури имеет горловину, сужающуюся к центру (точка суже­ ния) и расширяющуюся в задней части. При этом диа­ метры входного и выходного отверстия одинаковы. По мере продвижения воздушного потока к точке сужения его скорость возрастает, а давление падает; в выходной части поток замедляется, а давление возрастает (рис. 3-5).

    Поскольку воздух принято считать телом, подчиняю­ щимся всем вышеперечисленным законам, становится понятно, как и почему крыло самолёта создаёт подъём­ ную силу. По мере движения крыла сквозь воздух, ско­ рость воздушного потока вблизи верхней, искривлён­ ной поверхности крыла возрастает, при этом возникает область низкого давления.

    Хотя Ньютон, Магнус, Бернулли и сотни других учё­ ных, изучавших физические законы Вселенной, не рас­ полагали сложным оборудованием и лабораториями нашего времени, они заложили основу современной теории создания подъёмной силы.

    
    

    Конструкция аэродинамической поверхности

    Аэродинамическая поверхность - это структура, соз­ данная с целью обеспечить воздействие на неё воз­ духа, сквозь который она движется или который дви­ жется сквозь неё. Хотя при разных скоростях потока и давлениях воздух ведёт себя различным образом, мы ограничимся обсуждением тех частей ЛА, которые обеспечивают его полёт - а именно, аэродинамиче­ ских поверхностей, создающих подъёмную силу. Глядя

    
    

    

    
    

    Рис. 3-5. Падение давления воздуха в трубке Вентури.

    
    

    

    Контурная линия

    
    

    Кривизна нижней поверхности

    
    

    Передняя кромка

    передней кромки крыла, отклоняется вверх. Форма аэродинамической поверхности разрабатывается та­ ким образом, чтобы толкать воздух вниз, что обеспечи­ вает равное по силе противодействие, толкающее эту поверхность вверх. Если крыло спроектировано так, что сможет вызывать подъёмную силу большей вели­ чины, чем вес ЛА, такой ЛА будет способен летать.

    Если бы вся необходимая подъёмная сила могла обе­ спечиваться только отклонением воздушного потока

    Передняя кромка Линия хорды

    
    

    Рис. 3-6. Типовой аэродинамический профиль.

    
    

    на профиль типичной аэродинамической поверхно­ сти (например, на сечение крыла), можно заметить характерные особенности её конструкции (рис. 3-6). Обратите внимания на различии в изгибе (кривизне профиля) верхней и нижней кромок аэродинамиче­ ской поверхности. Профиль верхней кромки более выпуклый, чем нижней (которая обычно бывает почти плоской).

    ПРИМЕЧАНИЕ: Две крайние точки аэродинами­ ческой поверхности также различаются. Передняя кромка (носок) закруглена, в то время как задняя кромка достаточно узкая и заострённая.

    При определении характеристик аэродинамической поверхности часто используется линия, называемая аэродинамической хордой (АХ). АХ - это прямая, проходящая через профиль поверхности и соединяю­ щая переднюю и заднюю её кромки. Расстояние от АХ до верхней или нижней поверхности крыла в любой точке определяет величину кривизны этих поверхно­ стей. Другая ориентирная линия, проведённая от передней кромки к задней, называется контурной линией. Любая точка контурной линии находится на равном расстоянии от верхней и нижней поверх­ ностей крыла.

    Аэродинамические поверхности проектируются та­ ким образом, чтобы в максимальной степени учесть дей­ ствие законов механики во время полёта. Воздушный поток воздействует на крыло двояким образом: давле­ ние воздушной массы на нижнюю поверхность крыла создаёт положительную подъёмную силу, в то время как сниженное давление воздуха над крылом обеспе­ чивает отрицательную подъёмную силу.

    Когда воздушный поток встречает на своём пути относительно плоскую нижнюю поверхность крыла (или лопасть несущего винта, расположенную под небольшим углом к направлению своего движения), поток отклоняется вниз, вызывая тем самым направ­ ленное вверх противодействие - положительную подъёмную силу. В то же время, воздушный поток, ударяющий в верхнюю, искривлённую поверхность

    при столкновении с нижней поверхностью крыла, было бы достаточно снабдить летательный аппарат плоским крылом (наподобие воздушного змея). Однако для под­ держки летательного аппарата в воздухе необходим баланс подъёмной силы, вызываемой потоками воз­ духа как снизу, так и сверху крыла. Это ключевой фактор полёта.

    
    

    

    

    

    

    

    с:

                         

    Профиль крыла первых самолётов

    
    

    Более поздний вариант крыла

    
    

    Профиль «Кларк-У» (дозвуко_ваяскорость)

    
    

    

    Крыло с ламинарным·

    . обтеканием

    ·. (дозвуковая скорость.)

    

    Крыло круговог.о

    . профиля (сверзхзвуковая скорость)

    

    Крыло ромбовидного профиля (сверзхзвуковая скорость)

    
    

    Рис. 3-7. Виды аэродинамического профиля.

    Не имеет никакого практического смысла выде­ лять процентные доли подъёмной силы, создава­ емой отдельно верхней и нижней поверхностями крыла. Эти величины непостоянны и варьируются в зависимости не только от условий полёта, но и от конструкции крыла.

    Разные аэродинамические поверхности имеют раз­ личные лётно-технические характеристики. В аэро­ динамических трубах и в условиях реального полёта были протестированы тысячи аэродинамических по­ верхностей, и не существует единственного варианта, который мог бы удовлетворить всем полётным требо­ ваниям. Вес, скорость и назначение каждого ЛА опре­ деляют форму его аэродинамической поверхности. Самым эффективным с точки зрения создания макси­ мальной подъёмной силы является аэродинамический

    профиль с вогнутой, или «выскобленной» нижней по- нижнюю поверхность крыла. Согласно третьему за- верхностью. В своём исходном варианте такой тип кону Ньютона, уходящий вниз поток с верхней поверх- аэродинамических поверхностей слишком сильно ности крыла вызывает противодействие в виде направ- жертвует скоростью ради создания подъёмной силы, ленной вверх силы, приложенной к крылу.

    поэтому он не пригоден для высокоскоростного полёта.

    Развитие авиационной конструкторской мысли еде- лало возможным использование преимуществ вогну­ того аэродинамического профиля в современных вы­ сокоскоростных реактивных самолётах. Выдвинутые наружу из основной структуры крыла предкрылки и за­ крылки полностью меняют форму аэродинамической поверхности, превращая её сечение в классический вогнутый профиль и, благодаря этому, способны созда­ вать гораздо большую подъёмную силу при полетах на малых скоростях.

    С другой стороны, полностью обтекаемая аэродинамическая поверхность, почти не вызыва­ ющая сопротивления воздуха, зачастую не может создать подъёмную силу, достаточную, чтобы под­ нять самолёт в воздух. Поэтому современные само­ лёты обычно имеют аэродинамические поверхности комбинированного профиля. Их форма варьируется в зависимости от назначения самолёта. На рис. 3-7 пока­ заны наиболее часто встречающие аэродинамические профили.

    
    

    Область низкого давления над крылом

    Будучи помещенной в аэродинамическую трубу или во время полёта, аэродинамическая поверхность пред­ ставляет собой просто объект обтекаемой формы, на­ ходящийся в движущемся воздушном потоке. Если бы её се.чение имело каплевидную форму, скорость и давление воздуха над и под аэродинамической по­ верхностью были бы одинаковы. Но разрежем профиль каплевидной формы пополам вдоль его длинной сто­ роны - и мы получим фигуру, напоминающую сечение простейшей аэродинамической поверхности (крыла). Если затем наклонить крыло так, чтобы воздушный по­ ток ударял в него под некоторым углом (называемым углом атаки, или УА), воздух над верхней поверхностью крыла будет двигаться быстрее, чем под нижней его поверхностью.

    Согласно принципу Бернулли, увеличение скоро­ сти воздушного потока над верхней поверхностью крыла вызывает снижение давления. Пониженное давление - важный компонент суммарной подъёмной силы. Но эта сила обеспечивается не только перепадом давлений на верхней и нижней поверхностях крыла.

    Обтекая верхнюю поверхность крыла, воздух движется вниз и назад, создавая так называемый снос потока. У задней кромки крыла этот снос по­ тока встречается с потоком воздуха, обтекающим

    Область высокого давления под крылом

    Существенная доля подъёмной силы создаётся дав­ лением воздуха под крылом. В результате движения воздуха, обтекающего нижнюю поверхность крыла, возникает положительное давление, особенно при вы­ соких значениях угла атаки. Но эта часть воздушного потока имеет ещё один важный аспект. В определённой точке, расположенной вблизи передней кромки крыла, воздушный поток практически останавливается (точка застоя), а затем постепенно наращивает скорость. В другой точке, расположенной вблизи задней кромки крыла, поток опять достигает скорости, равной его скорости над верхней поверхностью крыла. В соот­ ветствии с принципом Бернулли, при замедлении воз­ душного потока под крылом возникает положительное давление, направленное вверх. Поскольку перепад дав­ лений на верхней и нижней поверхностях крыла увели­ чивается, увеличивается и суммарная подъёмная сила. Это происходит в полном соответствии с третьим зако­ ном Ньютона и принципом Бернулли.

    
    

    Распределение давления

    В ходе экспериментов над моделями в аэродинамиче­ ской трубе и над полноразмерными самолётами было установлено, что при различных углах атаки на по­ верхности крыла возникают области, где давление от­ рицательно (т.е. меньше атмосферного) и где оно по­ ложительно (больше атмосферного). Отрицательное давление на верхней поверхности крыла приводит к возникновению силы, большей, чем та, которую соз­ даёт положительное давление воздушного потока на нижнюю поверхность крыла. На рис. 3-8 показано рас­ пределение давления по поверхности крыла при трёх различных углах атаки.

    Точка, к которой приложена равнодействующая всех сил, вызываемых давлением на поверхность крыла при определённом угле атаки, называется центром давле­ ния (ЦД). Аэродинамическая сила всегда приложена к ЦД. При высоких углах атаки ЦД смещается вперёд, а при низких - назад.

    При разработке конструкции крыла чрезвычайно важно учитывать положение ЦД, поскольку оно опре­ деляет точку приложения воздушной нагрузки на крыло при различных углах атаки. Аэродинамическое равновесие и управляемость самолёта тесно связаны с изменениями положения ЦД.

    
    

    

    

    

    Малый угол атаки

    
    

    

    

    

    

    Нормальный угол атаки

    Высокий угол атаки

    

    Рис. 3-8. Распределение давления на крыло и изменения положения ЦД при изменении угла атаки.

    
    

    Поведение аэродинамической поверхности

    Хотя существует множество примеров, в которых каж­ дый из вышеперечисленных принципов предсказы­ вает и определяет возникновение подъёмной силы, её точный расчёт достаточно сложен. Помимо перепада давлений на верхней и нижней поверхностях крыла, в создании подъёмной силы участвуют многие другие факторы. У многих аэродинамических поверхностей

    длины верхней и нижней кромок равны между собой (как в случае симметричного крыла). Некоторые высо­ коскоростные самолёты имеют симметричные крылья, а многие вертолёты - симметричные лопасти несу­ щего винта, у которых верхняя и нижняя поверхность идентичны. В обоих случаях, основное значение имеет взаимодействие аэродинамической поверхности с на­ бегающим воздушным потоком. Бумажный самолётик, представляющий собой не более чем плоский лист, имеет верхнюю и нижнюю поверхности одинаковой формы и длины. И тем не менее, эти поверхности спо­ собны создать подъёмную силу, и за её возникновение полностью или частично отвечает поведение воздуш­ ного потока.

    
    

    

    
    

    Рис. 3-9. Концевой вихрь

    
    

    По мере движения аэродинамической поверхности сквозь воздух её наклон относительно воздушного по­ тока меняется. Следовательно, меняется и поток, вы­ зываемый её взаимодействием с набегающим возду­ хом. Представьте себе, что вы высунули руку из окна автомобиля, движущегося с большой скоростью. Если вы будете наклонять руку в разные стороны, вы по­ чувствуете, что давление воздушного потока толкает вашу руку вверх или вниз. Причиной этого является отклонение воздушного потока, которое, в свою оче­ редь, заставляет воздух огибать под разными углами препятствие, находящееся на пути воздушного потока. В результате этого воздушный поток вокруг объекта меняет свои скорость и направление движения, что приводит к возникновению аэродинамической силы определённых величины и направления.

    
    

    Третья поверхность

    До этого момента мы обсуждали потоки воздуха, огибающие верхнюю и нижнюю плоскости крыла. В то время как основная часть подъёмной силы вы­ зывается этими двумя поверхностями, третья поверхность - законцовка крыла - также обладает аэ­ родинамическими свойствами. Воздух в области высо­ кого давления под крылом стремится обогнуть закон­ цовку и переместиться в область низкого давления над крылом (рис. 3-9). В ходе этого процесса возникает вих­ ревой поток, называемый концевым вихрем. Концевой вихрь создаёт снос потока позади задней кромки крыла

    и при этом уменьшает суммарную подъёмную силу внешней части крыла.

    Для уменьшения этого эффекта существуют раз­ личные способы. К концевой части крыла могут при­ крепляться небольшие вертикальные крылышки (вин­ глеты), которые уменьшают интенсивность концевого вихря. Винглеты действуют как дамба, препятствую­ щая возникновению концевого вихря. Они могут уста­ навливаться как на верхнюю, так и на нижнюю поверх­ ность крыла. Другой метод противодействия концевым вихрям заключается в заострении законцовки крыла, что уменьшает разницу в давлениях и сглаживает воз­ душный поток вокруг него.

    

    •i,tФt№• Аэродинами1<а поле•• та

    
    

    

    
    

    Силы, действующие на летательный аппарат

    На любой летательный аппарат в полёте действуют че­ тыре силы: тяга, лобовое сопротивление, подъёмная сила и вес. Понимание того, как действуют эти силы, и умение управлять ими в полёте жизненно важны для пилота. В этой главе обсуждается аэродинамика по­ лёта - иными словами, то, как конструкция, вес, ко­ эффициент загрузки и сила тяготения влияют на лета­ тельный аппарат в процессе пилотирования.

    Итак, во время прямолинейного установившегося полёта на летательный аппарат действуют четыре силы: тяга, лобовое сопротивление, подъёмная сила и вес. Вот определения этих сил:

    Тяга - это направленная вперёд сила, производимая силовой установкой/воздушным винтом или несущим винтом. Она противодействует силе лобового сопро­ тивления или преодолевает её. Обычно говорят, что тяга действует параллельно продольной оси, однако, это не всегда так (см. далее).

    Лобовое сопротивление - это направленная на­ зад замедляющая сила, возникающая при нарушении воздушного потока крыльями, фюзеляжем и другими выступающими частями корпуса. Лобовое сопротивле­ ние противодействует тяге и направлено назад парал­ лельно набегающему потоку воздуха.

    Вес - это совокупная масса самого летательного аппарата, команды, топлива и груза или багажа. Под действием силы тяготения вес тянет самолет вниз. Он противодействует подъёмной силе, приложен к центру тяжести самолёта (ЦТ) и направлен вертикально вниз. Подъёмная сила противодействует силе веса. Она создаётся динамическим эффектом воздействия воз­ духа на аэродинамическую поверхность, приложена к центру давления самолета и направлена перпендику­

    лярно траектории полёта.

    Во время установившегося полёта равнодействую­ щая четырёх сил равна нулю. При установившемся прямолинейном полёте неуравновешенных сил быть не может, согласно третьему закону Ньютона, который гласит, что любому действию силы всегда есть равное и противоположно направленное противодействие. Это справедливо как при горизонтальном полёте, так и при наборе высоты или снижении.

    Сказанное вовсе не значит, что все четыре силы равны между собой. Это лишь означает, что противо­ положные силы равны и поэтому уравновешивают воздействие друг друга. На рис. 4-1 векторы сил тяги, лобового сопротивления, подъёмной силы и веса изо­ бражены равными между собой по величине. Согласно распространённому объяснению (в котором не огова­ ривается, что тяга и лобовое сопротивление не равны весу и подъёмной силе соответственно), тяга равна лобовому сопротивлению, а подъёмная сила - весу. В целом это справедливо, однако при таком объяснении многое остаётся неясным.

    
    

    

    

    Тяга

    Лобовое сопротивлени

    
    

    Рис. 4-1. Взаимосвязь сил, действующихна ЛА.

    
    

    Следует понимать, что при прямолинейном уста­ новившемся полёте противодействующие друг другу силы подъёма и веса действительно равны по вели­ чине. При этом они превышают противодействующие друг другу силы тяги и лобового сопротивления, ко­ торые также равны по величине. Таким образом, при установившемся полёте:

  • сумма всех действующих вверх сил (не только подъёмной) равна сумме всех сил, действующих вниз (не только веса);

  • сумма всех действующих вперёд сил (не только тяги) равна сумме всех сил, действующих назад (не только лобового сопротивления).

    Для уточнения старой формулы «тяга равна лобовому сопротивлению, а подъёмная сила - весу» следует

    
    

    

    Составляющая веса, направленная назад

    

    
    

    Рис, 4-2. Векторы силы во время установившегося набора высоты.

    принимать во внимание тот факт, что при наборе вы­ соты часть тяги направлена вверх и действует подобно подъёмной силе, а часть веса направлена назад и дей­ ствует подобно силе лобового сопротивления (рис. 4-2). Во время планирования часть вектора веса направ­ лена вперёд и поэтому действует как тяга. Другими словами, если траектория полёта летательного аппа­ рата отлична от горизонтальной, каждый из векторов подъёмной силы, веса, тяги и лобового сопротивления

    должен быть разложен на два компонента.

    Обсуждение вышеизложенной концепции часто от­ сутствует в руководствах и учебниках по аэронавига­ ции. Причина этого не в том, что это несущественно, а в том, что основы действия аэродинамических сил могут быть кратко объяснены без необходимости углу­ бления в нюансы аэродинамической науки. На самом же деле, при рассмотрении лишь горизонтального полёта и установившихся набора высоты и планиро­ вания, подъёмная сила крыла или несущего винта является главной направленной вверх силой, а вес - главной силой, направленной вниз.

    Используя аэродинамические силы тяги, лобового сопротивления, подъёма и веса, пилот может обеспе­ чить управляемый безопасный полёт летательного ап­ парата. Рассмотрим эти силы более детально.

    
    

    Тяга

    Чтобы ЛА начал движение, к нему должна быть прило­ жена сила тяги, превышающая по величине силу лобо­ вого сопротивления. Он продолжает набирать скорость до тех пор, пока тяга и лобовое сопротивление не урав­ няются. Для сохранения постоянной воздушной скоро­ сти тяга и лобовое сопротивление должны оставаться равными друг другу, так же как вес и подъёмная сила должны оставаться равными для обеспечения посто­ янной высоты полёта. Если во время горизонтального полёта мощность двигателя снижается, то тяга умень­ шается и летательный аппарат замедляется. Пока тяга остается меньше, чем лобовое сопротивление, лета­ тельный аппарат замедляет движение - вплоть до момента, когда скорость перестанет быть достаточной для поддержания самолёта в воздухе.

    Аналогично, если мощность двигателя возрастает,

    тяга начинает превышать лобовое сопротивление, и скорость самолёта увеличивается. Пока тяга остаётся больше, чем сопротивление, самолёт продолжает наби­ рать скорость. Когда тяга равна лобовому сопротивле­ нию, самолёт летит с постоянной скоростью.

    Установившийся прямолинейный полёт может про­ ходить на скоростях от крайне малых до очень высоких. Пилот должен соотносить угол атаки (УА) - острый угол между линией хорды аэродинамической поверх­ ности и направлением набегающего потока - и силу тяги во всех скоростных режимах, если необходимо поддерживать установившийся прямолинейный полёт. Приближённо эти режимы можно разбить на три кате­ гории: низкоскоростной полёт, крейсерский режим и высокоскоростной полёт.

    
    

    Высокая горизонтальная

    Крейсерская горизонтальная

    Низкая горизонтальная

    

    

    скорость скорость скорость

    Набегающийпоток

    
    

    Рис. 4-3. Угол атаки на различных скоростях.

    
    

    

    
    

    ·-· 1_

    -- =---

    Рис. 4-4. Некоторые ЛА способны менять направление тяги.

    
    

    Когда скорость невелика, УА должен быть относи­ тельно большим, чтобы сохранить баланс между подъ­ ёмной силой и весом (рис. 4-3). Если тяга падает и ско­ рость уменьшается, подъёмная сила становится меньше веса, и самолёт начинает снижаться. Для сохранения горизонтального полёта пилот может увеличить УА на величину, которая будет достаточна для создания подъ­ ёмной силы, равной весу самолёта. В этом случае, хотя самолёт и замедлит движение, высота полёта останется неизменной, если пилот будет правильно соотносить тягу и угол атаки.

    Установившийся прямолинейный полёт в малом ско­ ростном режиме создаёт достаточно интересные усло­ вия равновесия сил, поскольку, когда летательный ап­ парат находится в положении поднятой носовой части, возникает вертикальная составляющая тяги, помогаю­ щая поддерживать его. В частности, нагрузка на крыло оказывается меньше, чем можно ожидать. Пилоты хо­ рошо знают, что при низкой скорости и прочих равных условиях самолёт с работающим двигателем свалива­ ется на крыло чаще, чем с неработающим. (Вызванный воздушным винтом наведённый воздушный поток во­ круг крьтьев также вносит свой вклад в этот процесс). Тем не менее, если ограничить анализ четырьмя силами в их обычном смысле, можно сказать, что при полёте на низкой скорости тяга равна лобовому сопротивлению, а подъёмная сила - весу.

    Если во время установившегося прямолинейного по­ лёта тяга возрастает и скорость увеличивается, УА дол­ жен быть уменьшен. Если эти изменения будут скоор­ динированными и возникнет правильное соотношение тяги и УА, самолёт останется в режиме горизонтального полёта, но его скорость увеличится.

    Если УА не будет соотнесён с увеличением тяги (будет увеличен), самолёт начнёт набирать высоту. Но сниже­ ние УА изменит подъёмную силу, сохраняя её равной весу, и летательный аппарат останется в режиме гори­ зонтального полёта:. При очень высокой скорости возмо­ жен горизонтальный полёт на очень малых негативных

    
    

    УА. Очевидно, что горизонтальный полёт может выпол­ няться на любых УА - от угла сваливания и до относи­ тельно малых негативных углов, достижимых при высо­ кой скорости.

    

    Некоторые летательные аппараты способны менять направления тяги без изменения УА. Это достигается либо поворотом двигателей, либо изменением направ­ ления выхлопных газов (рис. 4-4).

    
    

    Лобовое сопротивление

    Лобовое сопротивление - это сила, препятствующая движению летательного аппарата сквозь воздушную среду. Оно бывает двух основных типов: паразитное и индуцированное. Первое называется паразитным, потому что оно никаким образом не способствует полёту, в то время как второе индуцируется или воз­ никает в результате подъёма, создаваемого аэроди­ намической поверхностью.

    
    

    Паразитное сопротивление

    Паразитное сопротивление включает в себя все силы, которые замедляют движение летательного аппарата. Как предполагает сам термин «паразитное», эта часть лобового сопротивления не связана с созданием подъ­ ёмной силы. Сюда входят: перемещение воздуха во время движения летательного аппарата; турбулент­ ность, создаваемая воздушным потоком; торможение воздушного потока при его движении по поверхности летательного аппарата или крыла. Существует три типа паразитного сопротивления: профильное сопро­ тивление, интерференционное сопротивление и по­ верхностное трение.

    
    

    Профильноесопротивление

    
    

    Профильное сопротивление - это часть пара­ зитного сопротивления, являющаяся следствием

    
    

    формы ЛА и возникающее при огибании его воздуш­ ным потоком. Примерами компонентов, вызывающих такое сопротивление, являются обтекатель двигателя, антенны и аэродинамическая форма других частей ле­ тательного аппарата. При столкновении с летательным аппаратом воздушный поток разделяется, обтекает его компоненты и снова объединяется позади его корпуса. От того, насколько быстро и легко происходит это объ­ единение, зависит сопротивление, создаваемое воз­ душным потоком и требующее дополнительной силы для преодоления (рис. 4-5). Обратите внимание на то, какие завихрения создаются вокруг краёв плоской пла­ стины на рис. 4-5.

    
    

    

    Рис. 4-5. Профильное сопротивление.

    
    

    Интерференционное сопротивление

    
    

    Интерференционное сопротивление возникает при смешении воздушных потоков вблизи поверхности ле­ тательного аппарата. При этом возникают вихревые токи и турбулентности, которые препятствуют дви­ жению воздушного потока. Например, значительное интерференционное сопротивление возникает в месте сочленения крыла и фюзеляжа у корневой части крыла. Воздушные токи, обтекающие фюзеляж и крыло, стал­ киваются, сливаясь в единый поток, отличный от двух своих составляющих.

    Наиболее значительное интерференционное сопро­ тивление возникает, когда две поверхности соединя­ ются под прямым углом. Для снижения этого эффекта применяются так называемые зализы. Если на реак­ тивном истребителе установлено два одинаковых кры­ льевых топливных бака, общее сопротивление воздуха

    

    Рис. 4-6. Корневая часть крыла создаёт интерференционное сопротивление.

    
    

    больше, чем сумма сопротивлений каждого из баков в отдельности, поскольку оба они создают интерфе­ ренционное сопротивление. Зализы и зазоры между подъёмными поверхностями и внешними компо­ нентами (такими, как радарные антенны, свисаю­ щие с крыльев), помогают снизить интерференци­ онное сопротивление (рис. 4-6).

    
    

    Сопротивление поверхностного трения

    
    

    Сопротивление поверхностного трения - это аэро­ динамическое сопротивление, возникающее при кон­ такте движущегося воздуха с поверхностью летатель­ ного аппарата. Какой бы гладкой и ровной не казалась поверхность, при достаточном увеличении она будет выглядеть неровной и зазубренной. Входя в контакт с поверхностью крыла, молекулы воздуха практически останавливаются. Каждый слой молекул над поверхно­ стью крыла движется несколько быстрее, чем нижеле­ жащий, и при некотором удалении от поверхности они приобретают ту же скорость, что и воздушный поток, обтекающий летательный аппарат. Эта скорость назы­ вается скоростью свободного потока.

    Область между поверхностью крыла и уровнем сво­ бодного потока имеет ширину, примерно равную ши­ рине игральной карты. Она называется пограничным слоем. В верхней части пограничного слоя молекулы воздуха движутся с той же скоростью, что и за его пре­ делами. Действительная скорость, с которой движутся молекулы, зависит от формы крыла, вязкости (способ­ ности к сцеплению) воздуха, сквозь который движется крыло или другая аэродинамическая поверхность, и его объёмной упругости (насколько сильному сжатию он может быть подвергнут).

    
    

    Воздушный поток за пределами пограничного слоя реагирует на форму краев слоя точно так же, как реа­ гировал бы на форму поверхности твёрдого объекта. Пограничный слой придаёт любому объекту «эффек-

    \гивную» форму, которая обычно несколько отличается от физической формы объекта. Пограничный слой также может отделяться от объекта, создавая при этом эффективную форму, существенно отличающуюся от физической формы объекта. Такое изменение формы пограничного слоя вызывает значительное снижение подъёмной силы и увеличение сопротивления. Этот эффект называется сваливанием аэродинамической поверхности.

    Для того, чтобы уменьшить сопротивление поверх­ ностного трения, авиаконструкторы используют уто­ пленные крепежи и стараются избежать неровностей, выступающих над поверхностью крыла. Кроме того, для достижения ровной и гладкой поверхности об­ шивку тщательно шлифуют. Поскольку грязь и пыль на поверхности обшивки препятствуют свободному течению воздуха и увеличивают сопротивление, обшивку летательного аппарата необходимо содер­ жать в чистоте.

    
    

    Индуктивное сопротивление

    Вторым основным видом лобового сопротивления является индуктивное сопротивление. Считается до­ казанным, что систем, которые были бы на 100% эф­ фективны в механическом смысле, не существует в природе. Это означает, что вне зависимости от харак­ теристик системы, совершённая ею работа включает в себя некоторую часть, которая рассеивается или теря­ ется внутри системы. Чем более совершенна система, тем меньше эти потери.

    Благодаря своим аэродинамическим свойствам, во время горизонтального полёта крыло или несущий винт создают необходимую подъёмную силу, но лишь ценой определённых неизбежных потерь. Эти по­ тери носят название индуктивного сопротивления. Индуктивное сопротивление является неотъемлемой частью процесса создания подъёмной силы и неотде­ лимо от этого процесса. Иными словами, оно всегда имеет место при создании подъёмной силы.

    Аэродинамическая поверхность (крыло или лопасть несущего винта) создаёт подъёмную силу, используя энергию свободного воздушного потока. При этом дав­ ление на нижней её поверхности всегда больше, чем на верхней (принцип Бернулли). В результате воздух стремится перетекать из области высокого давления (под торцевой кромкой крыла) вверх, в область низкого давления (над ней). В непосредственной близости от торцевой кромки возникает тенденция к уравниванию

    
    

    

    Рис. 4-6. Рис. 4-7. Торцевые завихрения самолёта-опыливателя.

    
    

    давления, которая приводит к появлению бокового потока, направленного из-под крыла наружу и вверх. Боковой поток отрицательно влияет на угловую ско­ рость воздуха у торцевой кромки, создавая завихрения, тянущиеся позади аэродинамической поверхности.

    Если смотреть на летательный аппарат со стороны хвоста, эти завихрения направлены против часовой стрелки у правого торца крыла и по часовой стрелке - у левого торца (рис. 4-7).Учитывая направления враще­ ния этих завихрений, можно видеть, что они создают восходящий поток возле торцевой кромки крыла, и снос потока - позади задней кромки крыла. Этот ин­ дуктивный снос потока не имеет никакого отношения к сносу, необходимому длх создания подъёмной силы. Фактически, он и является причиной возникновения индуктивного сопротивления. Чем больше по размеру и интенсивности воздушные завихрения и связанный с ними снос потока вокруг аэродинамической поверх­ ности, тем большее воздействие на полёт летательного аппарата оказывает индуктивное сопротивление. Снос потока с верхней поверхности крыла у его торцевой кромки создаёт тот же эффект, что возникает при наклоне вектора подъёмной силы назад, к хвосту летательного аппарата; таким образом, подъёмная сила отклоняется от перпендикуляра к направле­ нию набегающего потока, создавая тем самым на­ правленную назад составляющую. Это и есть индук­ тивное сопротивление.

    Для того, чтобы создать большее отрицательное давление на верхнюю кромку аэродинамической поверхности, её можно наклонить, увеличивая УА. Если УА симметричной аэродинамической поверхности будет равен нулю, перепад давлений исчезнет; следовательно, не будет сноса потока и связанного с ним индуктивного сопротивления. В любом случае, по мере роста УА, вместе

    

    

    
    

    Суммарное противление

    достигает своего минимума. Определяя максимальную продолжительность и дальность полёта летательного аппарата, следует учитывать, что энергия, необходимая для преодоления лобового сопротивления, минимальна, если минимально сопротивление.

    
    

    
    

    Воздушная скорость

    Рис. 4-8. Зависимость лобового сопротивления от скорости.

    
    

    с ним увеличивается и индуктивное сопротивление. Можно сказать иначе чем ниже воздушная скорость, тем больший УА необходим, чтобы создать подъёмную силу, равную весу летательного аппарата, и соответственно, тем выше индуктивное сопротивление. Величина индуктивного сопротивления обратно пропорциональна квадрату воздушной скорости.

    И наоборот, величина паразитного сопротивления прямо пропорционально квадрату воздушной скорости. Следовательно, по мере снижения воздушной скорости вплоть до скорости сваливания, суммарное лобовое

    Аэродинамическое качество

    Лобовое сопротивление - это цена, которая прихо­ дится платить за возникновение подъёмной силы. Отношение подъёмной силы аэродинамической по­ верхности к испытываемой ею силе лобового сопротив­ ления (У/Х) называется аэродинамическим качеством. Это отношение определяет эффективность аэроди­ намической поверхности. Чем выше аэродинамиче­ ское качество летательного аппарата, тем лучше его лётные характеристики. Для установившегося полёте· с постоянными значениями подъёмной силы и силы лобового сопротивления вводятся две величины: коэф­ фициент подъёмной силы (С) и коэффициент лобового сопротивления (CJ Это безразмерные величины, характеризующие соответственно подъёмную силу аэродинамической поверхности и испытываемую ею силу лобового сопротивления при определённом

    сопротивление возрастает, главным образом, за счёт резкого роста индуктивного сопротивления. Аналогично, когда летательный аппарат достигает своей конечной скорости, суммарное лобовое сопротивление снова быстро возрастает из-за резкого роста паразитного сопротивления. Как показано на рис. 4-8, существует определённое значение воздушной скорости, при котором суммарное лобовое сопротивление

    угле атаки (рис. 4-9).

    Аэродинамическое качество равно отношению С/С,, что эквивалентно отношению подъёмной силы к силе лобового сопротивления (У/Х). В формулах рас­ чёта подъёмной силы и силы лобового сопротивле­ ния участвуют следующие величины: У - подъёмная сила, Х - сила лобового сопротивления (обе измеря­ ются в Ньютонах), р - плотность воздуха на высоте

    
    

    
    

    ux

    с,:

    :s:

    :,::

    .2000

    
    

    

    .1800

    
    

    а.,

    18 ::,s:::

    16

    аа.,

    .1600

    а.,

    оа,::

    ь:s:

    .:о.s..:

    ас.::

    а. ос::

    .1400

    14 8

    оа.,

    е

    '-'

    о

    оа,

    .1200 12

    оа,

    о

    \О

    о::

    
    

    о

    \О

    о::

    а.,

    :::s::r

    -е-

    :s:

    
    

    С')

    .1000

    
    

    .0800

    
    

    .0600

    10 -"о-:'-:

    :s:

    '-'

    "'

    8 с,:

    :,::

    ::;;

    6

    ,а.,

    оEJ:

    i:::

    .0400 4

    .0200 2

    о

    Критический угол атаки

    
    

    Рис. 4-9. Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки.

    полёта (кг/м3), V - скорость воздушного потока (м/с), S - площадь аэродинамической поверхности (м/с).

    Коэффициент Сх равен отношению давления лобо­ вого сопротивления к динамическому давлению. При низких углах атаки коэффициент лобового сопротив­ ления обычно невелик, и небольшие изменения угла атаки практически не влияют на него. Но при высоких углах атаки даже незначительные изменения угла вы­ зывают значительные изменения величины лобового сопротивления.

    
    

    

    
    

    у = _c y_x_p_x_v_2_x_s_

    2

    
    

    Приведённые выше формулы включают в себя коэффи­ циенты подъёмной силы (СУ) и лобового сопротивления (С) соответственно. Форма аэродинамической поверх­ ности и других создающих подъёмную силу компонентов (например, закрьиков) влияет на величину подъёмной силы, меняя её при изменении УА. Аэродинамическое качество используется для количественной оценки соот­ ношения подъёмной силы и лобового сопротивления и равно отношению коэффициента подъёмной силы к ко­ эффициенту лобового сопротивления (С/С).

    На рис. 4-9 видно, что кривая подъёмной силы (крас­ ная) для данной секции крьиа достигает максимума при УА, равном 20°, а затем резко идёт вниз. Таким образом, УА в 15° является критическим углом атаки (углом сва­ ливания). Кривая лобового сопротивления (жёлтая) начинает быстрый подъём после УА 6° и превышает кривую подъёмной силы при УА 21°. Кривая аэродина­ мического качества (зелёная) достигает максимума при УА 6°, и это означает, что при таком угле атаки наиболь­ шая подъёмная сила достигается при наименьшем лобо­ вом сопротивлении.

    Обратите внимание, что максимум аэродинамиче­ ского качества (У/Х)max достигается при единственных значениях СУи УА. Если в условиях установившегося по­ лёта достигнут максимум (У/Х)max' суммарное лобовое сопротивление снижается до минимума. При изменении угла атаки в большую или меньшую сторону относи­ тельно того значения, при котором достигнут максимум аэродинамического качества, суммарное лобовое сопро­ тивление при неизменной подъёмной силе начнёт ра­ сти. На рис. 4-9 значению (У/Х)max соответствует нижняя точка оранжевой линии (суммарное лобовое сопротив­ ление). Конструкция летательного аппарата существен­ ным образом влияет на аэродинамическое качество.

    Вес

    Сила тяготения - это сила, которая стремится притя­ нуть все тела к центру Земли. Центр тяжести (ЦТ) ле­ тательного аппарата можно рассматривать как точку, в которой сосредоточен весь его вес. Если ЛА подвесить в его ЦТ, он будет находится в равновесии при любом положении. Следует заметить, что ЦТ играет важную роль в аэродинамике, поскольку его расположение существенным образом влияет на устойчивость лета­ тельного аппарата в воздухе.

    Расположение ЦТ каждого ЛА определяется его кон­ струкцией. Дизайнеры находят положение центра дав­ ления и размещают ЦТ перед ним. Это делается для того, чтобы при любой заданной скорости полёта обе­ спечить стабилизирующий момент, достаточный для восстановления равновесия сил.

    Вес соотносится с подъёмной силой вполне опреде­ лённым образом. Это соотношение достаточно про­ стое, но крайне важное для понимания аэродинамики полёта. Подъёмная сила - это направленная вверх сила, действующая на крыло перпендикулярно на­ правлению относительного ветра. Подъёмная сила необходима для того, чтобы противодействовать весу ЛА (который возникает благодаря силе тяготения, дей­ ствующей на массу ЛА). Вес (сила тяжести) направлен вниз и приложен к ЦТ летательного аппарата. Если во время установившегося горизонтального полёта подъ­ ёмная сила равна весу, ЛА будет находиться в состоя­ нии равновесия, не снижаясь и не набирая высоту. Если подъёмная сила меньше веса, ЛА теряет высоту, если больше - набирает её. (рис. 4-4).

    
    

    Подъёмная сила

    Пилот имеет возможность управлять подъёмной си­ лой. Всякий раз, как пилот перемещает штурвал или ручку управления вперед или назад, УА меняется. При росте УА увеличивается и подъёмная сила (при прочих равных факторах). Когда летательный аппарат дости­ гает максимального УА, подъёмная сила начинает бы­ стро падать. Это значение УА называется критическим углом атаки и обозначается как акр· Обратите внима­ ние, как значение СУрастет до достижения критиче­ ского угла атаки, а затем резко падает при дальнейшем увеличении УА.

    Прежде чем продолжить изложение вопроса, сле­ дует сделать несколько замечаний относительно ско­ рости полёта. Форма крыла или несущего винта может считаться эффективной только в том случае, если они непрерывно «атакуют" воздух. Для того, чтобы про­ должать полёт, создающая подъёмную силу аэродина­ мическая поверхность должна постоянно двигаться. В

    случае вертолёта или автожира это достигается за счёт вращения лопастей несущего винта. Для других типов ЛА, таких, как самолёт, дельтаплан или планёр, необхо­ димо обеспечить движение воздуха вдоль подъёмной поверхности. Это достигается благодаря поступатель­ ной скорости ЛА. Подъёмная сила пропорциональна квадрату скорости ЛА. Например, если ЛА движется со скоростью 400 км/ч, действующая на него подъёмная сила в четыре раза больше, чем в случае, если бы тот же ЛА двигался со скоростью 200 км/ч.

    Фактически, если скорость ЛА увеличивается, а УА остаётся неизменным, он не может продолжать гори­ зонтальный полёт на постоянной высоте. Подъёмная сила будет расти, и в результате этого ЛА станет наби­ рать высоту. Поэтому, для сохранения баланса между подъёмной силой и весом и продолжения горизон­ тального полёта в состоянии равновесия при увеличе­ нии скорости, подъёмная сила должна уменьшаться. Обычно это достигается за счёт снижения УА (опуска­ ния носа). И наоборот, при замедлении летательного аппарата для сохранения достаточной подъёмной силы необходимо увеличение УА. Конечно, существует предел увеличения УА, при котором произойдёт сваливание.

    При прочих равных условиях, каждому УА соответ­ ствует некоторая воздушная скорость, необходимая для сохранения высоты при горизонтальном устано­ вившемся полёте. Поскольку аэродинамическая по­ верхность всегда входит в состояние сваливания при одном и том же УА, при повышении веса летатель­ ного аппарата подъёмная сила также должна быть увеличена. Единственный способ увеличения подъ­ ёмной силы состоит в повышении воздушной скоро­ сти (при этом УА следует сохранять постоянным и чуть меньшим, чем критический угол атаки, или угол сваливания).

    Подъёмная сила и лобовое сопротивление непо­ средственно зависят от плотности воздуха. На плот­ ность воздуха влияют такие факторы, как атмосферное давление, температура и влажность. На высоте 5,5 км плотность воздуха вдвое меньше, чем на уровне моря. Для сохранения подъёмной силы при заданном УА, с увеличением высоты истинная воздушная скорость ЛА должна возрастать.

    Тёплый воздух имеет меньшую плотность, чем хо­ лодный, а влажный имеет меньшую плотность, чем сухой. Поэтому в тёплый и сырой день при _заданном угле атаки ЛА должен двигаться с большей истинной воздушной скоростью, чем в холодный и сухой.

    Если плотность воздуха снижается, а суммарную подъёмную силу необходимо сохранить равной сум­ марному весу ЛА, должно быть увеличено значение ка­ кого-либо из других факторов, влияющих на величину

    подъёмной силы. Обычно увеличивают либо воздуш­ ную скорость, либо УА, поскольку эти величины напря­ мую контролируются пилотом.

    Подъёмная сила может варьироваться в широком ди­ апазоне в зависимости от площади крыла (при условии, что горизонтальная проекция крыла не меняется). Если два крыла имеют одинаковые пропорции и состоят из одних и тех же аэродинамических поверхностей, крыло с площадью горизонтальной проекции 100 м2 при одном и том же УА способно создавать подъёмную силу вдвое большую, чем крыло с площадью 50 м2•

    С точки зрения пилота, главными аэродинамиче­ скими факторами являются подъёмная сила и ско­ рость, поскольку этими факторами он может управ­ лять непосредственно и с высокой степенью точности. Конечно, пилот также может контролировать плот­ ность воздуха, меняя высоту, а также управлять площа­ дью крыла (если ЛА снабжён закрылками, увеличиваю­ щими эту площадь). Однако в большинстве случаев для маневрирования пилоту достаточно контролировать подъёмную силу и скорость. Например, в установив­ шемся прямолинейном полёте для сохранения посто­ янной высоты подъёмная сила устанавливается таким образом, чтобы соответствовать крейсерской скорости ЛА, сохраняя состояние равновесия, при котором подъ­ ёмная сила равна весу. При заходе на посадку, если пилот хочет приземлиться с минимальной возможной скоростью, необходимо увеличить подъёмную силу почти до максимума, чтобы сохранить равновесие между нею и весом ЛА.

    
    

    Завихрения на кольцевой части крыла

    Образование завихрений

    Создавая подъёмную силу, аэродинамическая поверх­ ность вызывает также индуктивное сопротивление. Когда крыло движется с положительным УА, возни­ кает перепад давлений между его верхней и нижней поверхностями. Давление над крылом меньше, чем атмосферное, а под крылом - равно или превышает атмосферное. Поскольку воздух перемещается из обла­ сти высокого давления в область низкого, а путь наи­ меньшего сопротивления пролегает через концевую часть крыла, воздух движется вдоль размаха крыла с нижней его поверхности в сторону от фюзеляжа и во­ круг торцов крыльев. Возле концевых частей крыльев воздушный поток «рассеивается», создавая воздушные воронки, называемые завихрениями (рис. 4-10).

    В то же время, воздух на верхней поверхности крыла движется по направлению к фюзеляжу, в сторону от задней кромки крьта. Этот воздушный поток обра­ зует аналогичные завихрения на внутренней части задней кромки аэродинамической поверхности, но их

    

    верхней и нижней поверхностями крьта и увеличива­ ется боковой сдвиг воздушного потока; следовательно, при этом возникают более интенсивные завихре­ ния, усиливается турбулентность и растёт индук­ тивное сопротивление.

    

    

    V

    На рис. 4-10 изображён процесс образования конце­ вых вихрей крьта. Интенсивность завихрений прямо пропорциональна весу летательного аппарата и обратно пропорциональна размаху крьтьев и его воздушной ско­ рости. Это означает, что чем тяжелее и медленнее ЛА, тем больше УА и тем сильнее концевые вихри крьта. Кроме того, концевые вихри максимальной интенсивно­ сти образуются во время взлёта, набора высоты и при­ земления ЛА. В полёте эти завихрения представляют ре­ альную опасность, создавая турбулентность.

    
    

    
    

    Рис. 4-10. Торцевые завихрения.

    
    

    интенсивность незначительна, поскольку движение по­ тока ограничивается фюзеляжем. Таким образом, откло­ нения в движении воздушного потока максимальны у внешних торцов крыльев, где свободный боковой поток имеет наибольшую интенсивность.

    Изгибаясь вокруг концевой части крьта, воздушный поток сливается со спутной струёй и формирует кон­ цевой вихрь, вращающийся с высокой скоростью. Эти завихрения увеличивают лобовое сопротивление, по­ скольку на создание турбулентности расходуется опреде­ лённая часть энергии. При создании аэродинамической поверхностью подъёмной силы неизбежно возникает индуктивное сопротивление и создаются концевые вихри крьта.

    

    Избегание

    С ростом УА увеличиваются как подъёмная сила, так и индуктивное сопротивление. Это происходит потому, что при увеличении УА растёт перепад давлений между

    Как избежатьтурбулентности спутного следа

    Согласно авиационной поговорке, концевые вихри крыла имеют наибольшую интенсивность, когда ЛА

    «тяжёлый, гладкий и медленный». Такие состояния обычно имеют место при взлёте и посадке, поскольку в этих случаях УА летательного аппарата максимален. Чтобы минимизировать вероятность пролёта сквозь турбулентность спутного следа другого самолёта:

• избегайте пересечения траектории полёта другого самолёта;

• при взлёте позади другого самолёта поворачи­ вайте в более ранней точке, чем он;

• избегайте следования за другим самолётом по схожей траектории в эшелоне шириной менее 300 м (рис. 4-11);

• при посадке позади другого самолёта приближай­ тесь к взлётно-посадочной дорожке по более высо­ кой траектории, чем у первого самолёта, и касай­ тесь земли впереди точки, в которой коснулось земли шасси первого самолёта (рис. 4-12).

  Зависший вертолёт создаёт снос потока со сво­ его основного несущего винта (винтов), сходный с

  
  

  
  

  
  

  

  Рис. 4-11. Избегание следования за другим ЛА на высоте менее 400 м.

  
  

  

  Конец слупюrо сnеда

  начало сnутноrо следа

  Qтрыв

          Касание

  Рис. 4-12. Избегание турбулентности, создаваемой другим ЛА.

  
  

  завихрениями на крыльях самолёта. Чтобы избежать воздействия создаваемого зависшим вертолётом сноса воздушного потока, пилоты небольших самолётов не должны приближаться к нему на расстояние, меньшее трёх диаметров несущего винта. В прямолинейном по­ лёте энергия этого сноса потока преобразуется в пару мощных и высокоскоростных концевых вихрей, схо­ жих с концевыми вихрями крыла большого самолёта. Пилоты вертолётов должны избегать возникновения завихрений, поскольку в горизонтальном полёте вер­ толёт часто двигается с достаточно малой воздушной скоростью и в силу этого может создавать чрезвычайно интенсивную турбулентность спутного следа.

  При оценке конфигурации турбулентности спутного следа ветер является очень важным фактором, потому что концевые вихри дрейфуют вместе с ветром и с его скоростью. Например, при скорости ветра 20 км/ч кон­ цевые вихри перемещаются со скоростью примерно 300 м/мин в направлении ветра. При следовании по­ зади другого ЛА во время выбора точки взлёта или по­ садки пилот должен учитывать скорость и направле­ ние ветра В случае, если определение точки взлета или посадки другого ЛА невозможно, следует выждать не менее трёх минут. Этого времени достаточно для того, чтобы турбулентность спутного следа рассеялась.

  
  

  Эффект влияния земли

  В непосредственной близости от земли (или воды) летательный аппарат может двигаться с несколько меньшей воздушной скоростью, чем на значительной высоте. Это является результатом явления, о котором знают многие опытные пилоты, хотя далеко не все по­ нимают его физический смысл.

  Когда летательный аппарат приближается к поверх­ ности земли (или воды) на расстояние нескольких метров, трёхмерная картина воздушного потока во­ круг него меняется, поскольку вертикальная состав­ ляющая потока начинает ограничиваться земной

  
  

  

  
  

  

  Рис. 4-13. Влияние земли изменяет воздушный поток.

  
  

  поверхностью. Это влияет на сносы потока вверх и вниз, а также на концевые вихри крыльев (рис. 4-13). Эффект влияния земли, таким образом, представ­ ляет собой воздействие поверхности земли (или воды) на воздушный поток, огибающий летательный аппарат в полёте.

  Хотя вблизи земли меняются аэродинамические ха­ рактеристики поверхности всех аэродинамических поверхностей ЛА, в основе эффекта влияния земли ле­ жит, прежде всего, изменение характеристик крыла. По мере приближения к земле (при неизменном коэф­ фициенте подъёмной силы) происходит постепенное снижение интенсивности сноса потока вверх и вниз, а также концевых вихрей крыла.

  Побочным эффектом создания аэродинамической поверхностью подъёмной силы является индуктив­ ное сопротивление: крыло или несущий винт подни­ мают летательный аппарат, просто ускоряя движения воздушной массы вниз. Конечно, существенную роль играет и область пониженного давления над аэро­ динамической поверхностью, но это только один из факторов, создающих направленное вниз толкающее воздействие на воздушную массу. Чем больше нисходя­ щий снос потока, тем сильнее крыло толкает воздуш­ ную массу вниз. На высоких углах атаки индуктивное сопротивление существенно возрастает, а поскольку в реальном полёте рост угла атаки обычно сопряжён со снижением воздушной скорости, можно сказать, что на низких скоростях индуктивное сопротивление яв­ ляется преобладающим.

  
  

  

  

  1 1

  1

  1 1

  l l

  1 1

  .....

  Вне зоны влияния земли

  1 11

  , ,.,.

  ,,11'

  1

  1

  11

  k '

  ,.

  1 1111

  1

  1

  j,

  1

  1

  1

  1 , 1

  1

  r--,.,._L,J{'i

  !

  1

  1

  111'

  1'

  1 1

  11

  111

  11

  \

  IL

  'i r

  1,' 1

  1,

  1 1

  1

  1 1 1

  1 1

  у

  1 1

  ! 11

  1 В зоне влияния земли ,1 ,

  1111 1

  1

  1

  1

  1;1

  111

  111

  

  В зоне влияния земли 1,

  1

  11 !

  1

  111 1 ll' fl i

  ,ri1

  lI L 1

  . V

  f

  
  

  1111

  1 1

  i 11

  111

  1,11

  1

  vn

  l\l

  1 i

  11 1

  1 1 '%

  1 1

  ! -

  j 1

  '

  1

  1

  1 1

  11

  ,1,

  ,)J

  1 1

  Вне зоны влияния земли

  1

  11 1

  11

  1

  1 11

  111 i

  11 1

  1 1

  1

  1 1 1 1, 'i

  11111 11 1 ! 1

  1

  1

  1

  1

  е

  
  

  ::;

  j

  о

  <l)

  :I:

  
  

  Скорость

  Рис. 4-14. Эффект влияния земли изменяет лобовое сопротивление и подъёмную силу.

  Уголатаки

  
  

  Однако снижение интенсивности концевых вих­ рей крыла вследствие эффекта влияния земли из­ меняет распределение подъёмной силы по размаху крыла, уменьшая УА и индуктивное сопротивление. Поэтому для сохранения неизменного СУв условиях эффекта влияния земли крылу необходим меньший УА. Если УА сохраняется постоянным, это приводит к увеличению СУ(рис. 4-14).

  Эффект влияния земли влияет также и на величину силы тяги, необходимой для достижения определён­ ной скорости. Поскольку при низких скоростях индук­ тивное сопротивление преобладает, на малой скорости снижение индуктивного сопротивления из-за эффекта влияния земли вызывает наиболее значительное сни­ жение силы тяги, необходимой для преодоления пара­ зитного и индуктивного сопротивления.

  Снижение интенсивности индуктивного потока из-за эффекта влияния земли приводит к существен­ ному снижению индуктивного сопротивления, но практически не влияет на паразитное сопротивление. В результате снижения индуктивного сопротивления при малых скоростях снижается и тяга. Изменение интенсивности сносов потока вниз и вверх, а также концевых вихрей крыла из-за эффекта влияния земли может привести к увеличению аэродинамической (по­ зиционной) ошибки. В большинстве случаев, влияние земли вызывает повышение показаний приёмника ста­ тического давления и снижение приборных показаний воздушной скорости и высоты полёта. Таким образом, вблизи земли допустимы меньшие значения прибор­ ной скорости, чем это обычно необходимо.

  Для того, чтобы влияние земли было достаточно значительным, крыло должно находиться в непосред­ ственной близости к земной поверхности. Одним из прямых следствий эффекта влияния земли является изменение индуктивного сопротивления при измене­ нии расстояния от крыла до земли и постоянном СУ. Когда высота крыла над землёй равна его размаху, ин­ дуктивное сопротивление снижается всего на 1,4о/о.

  Однако, когда крыло находится на высоте, в четыре раза меньшей его размаха, индуктивное сопротивле­ ние снижается на 23,So/o, а когда высота в десять раз меньше размаха крыла - на 47,бо/о. Другими словами, значительное снижение индуктивного сопротивления происходит только тогда, когда крыло расположено очень близко к земле. Поэтому эффект влияния земли обычно учитывается при отрыве от земной поверх­ ности (во время взлёта) или при касании с нею (во время посадки).

  Во время фазы отрыва эффект влияния земли при­ водит к нескольким важным следствиям. ЛА, выходя­ щий из зоны влияния земли (после взлёта), испытывает воздействия, обратные тем, которые испытывает при входе в эту зону (во время приземления). Так, выходя­ щий из зоны влияния земли ЛА:

• нуждается в увеличенном УА для сохранения по­ стоянного СУ;

• испытывает повышение индуктивного сопро­ тивления и нуждается в увеличенной тяге;

• испытывает снижение устойчивости и кабрирую­ щие изменения крутящего момента;

• испытывает снижение показаний приёмника статического давления и увеличение приборной скорости.

  Эффект влияния земли должен учитываться при взлёте и посадке. К примеру, если пилот не понимает, как влияние земли меняет поведение ЛА, рекомендо­ ванная скорость отрыва может не быть достигнута, что очень опасно. Благодаря снижению сопротивле­ ния может показаться, что ЛА способен оторваться от земли раньше, чем будет достигнута рекомендованная скорость. Если ЛА выходит из зоны влияния земли с недостаточной скоростью, увеличение индуктивного сопротивления может привести к тому, что параметры набора высоты окажутся неудовлетворительными. В чрезвычайных условиях, таких, как высокий полёт­ ный вес, значительная высота по плотности и высокая температура, воздушная скорость может позволить

  
  

  

  

  

  

  Тангаж - Крен Рыскание

  

  
  

  Рис. 4-15. Оси ЛА.

  
  

  ЛА подняться в воздух, но окажется неспособной под­ держивать полёт вне зоны влияния земли. В этом слу­ чае, едва оторвавшись от земли, ЛА может опять опу­ ститься на ВПП.

  Пилот не должен пытаться заставить ЛА подняться в воздух при недостаточной скорости. Для обеспечения приемлемых начальных параметров набора высоты необходимо достигнуть скорости отрыва, рекомендо­ ванной производителем ЛА. Также очень важно, чтобы шасси и закрылки убирались только после достиже­ ния стабильного набора высоты. Никогда не убирайте шасси и закрылки раньше, чем будет достигнута поло­ жительная скорость набора высоты, и только после до­ стижения безопасной скорости.

  Если во время фазы посадки ЛА входит в зону влияния земли с постоянным УА, он испытывает увеличение СУ и снижение необходимого уровня тяги, что может вы­ звать эффект «неустойчивости». Из-за снижения лобо­ вого сопротивления и падения скорости в зоне влияния земли период «неустойчивости» бывает весьма продол­ жительным. По мере приближения ЛА к точке касания с землёй, эффект влияния земли начинает оказывать на него существенное влияние, в наибольшей степени проявляясь на высотах, меньших, чем размах крыла. Во время последней фазы полёта (непосредственно перед посадкой) необходимо снизить мощность двигателя; в противном случае избыточная тяга не позволит ЛА опуститься на уровень желаемой глиссады.

  
  

  Оси летательного аппарата

  Оси ЛА-это три воображаемых линии, проходящие че­ рез его ЦТ под прямыми углами друг к другу. Их можно рассматривать как своего рода направляющие, вокруг которых поворачивается ЛА в процессе движения. Ось,

  
  

  проходящая от носа до хвоста, называется продольной, соединяющая концевые части крыльев - поперечной, а идущая через ЦТ сверху вниз - вертикальной. При любом изменении положения ЛА в воздухе он враща­ ется вокруг одной или более своих осей (рис. 4-15).

  Движение ЛА вокруг своей продольной оси напо­ минает поперечное покачивание морского корабля. Фактически, названия, используемые для обозначе­ ния движения ЛА вокруг своих осей, первоначально возникли в морском деле и были приняты в авиа­ ции из-за сходства движения ЛА и морских кораблей. Перемещение ЛА вокруг своей продольной оси называ­ ется «крен», вокруг поперечной оси - «тангаж», вокруг вертикальной оси - «рыскание». Рыскание - это гори­ зонтальное (вправо и влево) движение носа ЛА.

  Три угловых движения самолёта обычной схемы (крен, тангаж и рыскание) контролируются трёмя управляющими поверхностями. Крен контролируется элеронами, тангаж - рулями высоты, рыскание - ру­ лём направления. Использование этих управляющих компонентов подробно обсуждается в главе 5, «Системы управления полётом».

  Другие виды ЛА могут использовать иные методы управления движением вокруг осей. Например, пилот ЛА, управляемого переносом веса, контролирует две оси (крен и тангаж), используя А-образную раму, кото­ рая висит на гибком крыле и прикреплена к трёхколёс­ ному шасси. Такие ЛА управляются перемещением го­ ризонтальной (управляющей) штанги. Примерно так же происходит управление дельтапланом (рис. 4-16). Такие летательные средства называются «ЛА, управля­ емые переносом веса», поскольку пилот управляет ЛА, меняя положение его ЦТ.

  В случае парамотора (моторного параплана), управление ЛА обеспечивается изменением формы

  
  

  

  

  

  Рис. 4-16. ЛА, управляемый переносом веса.

  
  

  аэродинамической поверхности посредством строп. Крыло парамотора - это парашют, имеющий выпу­ клую внешнюю поверхность и пологую нижнюю. Две поверхности разделены рёбрами, действующими как ячейки, которые открыты для воздушного потока у передней кромки и имеют внутренние отверстия для пропускания поперечного потока. Принцип полёта та­ кого ЛА основан на том, что давление в ячейке выше, чем внешнее давление, что превращает её в своего рода

  «крыло», действующее в полёте как аэродинамическая поверхность. Пилот и пассажир сидят друг за другом перед двигателем, располагающимся в задней части аппарата. Планер ЛА присоединяется к парашюту в двух точках посредством строп. Управление обеспечи­ вается как регулировкой мощности двигателя, так и изменением профиля аэродинамической поверхности через управляющие стропы (рис. 4-17).

  
  

  Оси летательного аппарата

  Согласно законам физики, тело, находящееся в состо­ янии свободного вращения, всегда вращается вокруг своего ЦТ. В аэродинамике величина, характеризую­ щая склонность ЛА к вращению вокруг своего ЦТ, на­ зывается моментом. Момент зависит от приложенной силы и расстояния, на котором эта сила приложена. Плечом момента называется расстояние от начала от­ счёта (референсной точки) до точки приложения силы. При расчётах веса и балансировки моменты определя­ ются как произведение плеча момента на вес ЛА и из­ меряются в ньютон-метрах (Н·м).

  При проектировании ЛА его ЦТ обычно располагают на расстоянии примерно 1/5 длины средней аэродина­ мической хорды (САХ) от его носа. В этом случае, при изменении мощности двигателя ЛА не будет совершать

  Рис. 4-17. Парамотор.

  
  

  движения тангажа, и момент всегда будет оставаться неизменным. Хотя конструкторы могут до некоторой степени контролировать точки приложения сил лобо­ вого сопротивления, они не всегда способны сделать так, чтобы их равнодействующая была приложена к ЦТ летательного аппарата. Однако, они в полной сте­ пени могут контролировать размер и расположение хвостового оперения. Цель заключается в том, чтобы уменьшить моменты тяги, лобового сопротивления и подъёмной силы до минимума, обеспечив продольное равновесие ЛА в любых условиях.

  Во время полёта пилот не может напрямую контроли­ ровать приложение сил, действующих на ЛА. Он может лишь управлять расположением центра тяжести (через изменение УА). Но такое изменение немедленно при­ водит к изменению всей совокупности сил. Например, изменение воздушной скорости приводит к изменению подъёмной силы, а также меняет лобовое сопротивле­ ние и силы, действующие на хвостовое оперение ЛА. Реагируя на такие воздействия, как турбулентность или порывы ветра (стремящиеся изменить положе­ ние ЛА), пилот обеспечивает противодействующие управляющие силы, которые должны скомпенсиро­ вать эти изменения.

  У некоторых ЛА расположение ЦТ может меняться в зависимости от веса и положения груза на борту. Для противодействияизменениям сил, связанным с выгора­ нием топлива и загрузкой/разгрузкой груза и пассажи­ ров, используются триммеры. Триммеры руля высоты и регулируемые горизонтальные стабилизаторы - это компоненты конструкции, позволяющие пилоту ба­ лансировать ЛА при изменениях груза на борту. Без тримминга постоянная необходимость выполнять ба­ лансировку больших ЛА во время полёта вызывала бы чрезмерную нагрузку на пилотов, утомляя их.

  Характеристики конструкции ЛА Динамическая устойчивость

  
  

  Каждый ЛА реагирует на управляющее усилие (или со­ противляется ему) по-своему. Например, тренировоч­ ный самолёт мгновенно откликается на сигналы орга­ нов управления, а транспортным самолётом управлять гораздо сложнее. Эти особенности являются частью конструкторского замысла и позволяют выполнять стоящие перед ЛА задачи, обеспечивая достаточную устойчивость и возможность маневрирования. Ниже будут просуммированы наиболее важные аспекты устойчивости, маневренности и управляемости ЛА, описаны методы их анализа и влияние на них различ­ ных полётных условий.

  
  

  Статическая устойчивость

  Статической устойчивостью называется стремление тела вернуться в положение равновесия. В авиации она определяется как исходный отклик ЛА на отклонение от первоначального УА, скольжение или крен.

• Положительная статическая устойчивость исходное стремление ЛА вернуться к перво­ начальному состоянию равновесия после его нарушения (рис. 4-18).

• Нейтральная статическая устойчивость - ис­ ходное стремление ЛА оставаться в новом со­ стоянии после того как его равновесие будет нарушено (рис. 4-18).

• Отрицательная статическая устойчивость - ис­ ходное стремление ЛА удаляться от состояния равновесия после того, как оно будет нарушено (рис. 4-18).

  Статическая устойчивость была определена как ис­ ходное стремление ЛА вернуться в состояние равнове­ сия после того, как он было нарушено. Иногда перво­ начальное стремление отличается от окончательного (или даже противоположно ему). Поэтому необходимо отделить первое от второго.

  Динамическая устойчивость определяется как протяжённый во времени отклик ЛА на откло­ нение от первоначального УА, скольжение или крен. Этот вид устойчивости также имеет три разновидности (рис. 4-19):

• Положительная динамическая устойчивость - с течением времени, амплитуда движения откло­ нённого объекта уменьшается, и он возвращается в состояние равновесия.

• Нейтральная динамическая устойчивость - бу­ дучи выведенным из состояния равновесия, откло­ нённый объект не меняет со временем амплитуду своего движения. Этот случай можно проиллю­ стрировать поведением изношенного автомо­ бильного амортизатора.

  Отрицательная динамическая устойчивость - с течением времени выведенный из состояния рав­ новесия объект всё сильнее удаляется от него.

  Устойчивость ЛА существенно влияет на следующие его характеристики:

• Маневренность - способность ЛА свободно манев­ рировать и выдерживать напряжения, вызванные манёврами. Она определяется весом ЛА, его инер­ ционностью и размером, расположением системы управления полётом, его структурной прочностью

  
  

  Положительная статическая	Нейтральная статическая	Отрицательная статическая
  устойчивость	устойчивость	устойчивость

  
  

  

  Приложенная

  сила

  L

  Рис. 4-18. Виды статической устойчивости.

  1

  

  Рис. 4-19. Затухающая и незатухающая устойчивость.

  
  

  
  

  и характеристиками силовой установки - то есть, конструктивными параметрами ЛА.

• Управляемость - способность ЛА отвечать на управляющие действия пилота, особенно в от­ ношении траектории полёта ЛА и его поведения в воздухе. Она показывает, насколько быстро и точно ЛА откликается на управляющие сигналы при маневрировании, безотносительно к степени устойчивости ЛА.

  
  

  Продольная устойчивость (устойчивость потангажу)

  При проектировании ЛА значительное внимание уде­ ляется обеспечению необходимой устойчивости вдоль всех трёх осей. Однако считается, что в наибольшей степени влиянию изменений подвержена продольная устойчивость.

  Продольная устойчивость - качество, делающее ЛА устойчивым в направлении его продольной или во­ круг поперечной осей (имеется в виду движение по тангажу, когда во время полёта нос ЛА перемещается вверх и вниз). Продольно неустойчивый ЛА при смеще­ нии носа вверх или вниз склонен постепенно уходить в очень крутые подъём или пике соответственно, либо даже в сваливание. Поэтому продольно неустойчи­ вые ЛА могут быть сложны, а иногда - опасны для пилотирования.

  Статическая продольная устойчивость или неустой­ чивость ЛА зависит от трёх факторов:

  1. расположения крыла по отношению к ЦТ;

  2. расположения горизонтального хвостового опере­ ния по отношению к ЦТ;

  3. площади или размера хвостового оперения.

  
  

  При анализе устойчивости следует помнить, что свободно вращающееся тело всегда поворачивается вокруг своего ЦТ.

  Для достижения статической продольной устойчиво­ сти необходимо обеспечить следующее соотношение моментов крыла и хвостового оперения: если нос пред­ варительно уравновешенного ЛА внезапно поднимется (или опустится), моменты крыла и хвостового опере­ ния должны измениться таким образом, чтобы сумма их сил создала неуравновешенный, но восстанавли­ вающий момент, который, в свою очередь, опустит (или, соответственно, поднимет) нос ЛА в первона­ чальное положение.

  Центр давления (ЦД) большинства асимметричных аэродинамических поверхностей обычно меняет своё продольное положение при изменении УА. С увели­ чением УА ЦД, как правило, перемещается вперед, а с уменьшением - назад. Таким образом, когда УА крыла увеличивается, ЦД сдвигается назад, и подъёмная сила начинает ещё активнее толкать переднюю кромку крыла вверх. Это явление определяет изначальную не­ устойчивость крыла. Примечание: ЦД также называют центром подъёмной силы (ЦПС).

  На рис. 4-20 изображён самолёт во время установив­ шегося горизонтального полёта. Зелёная линия соот­ ветствует продольной оси ЛА и соединяет ЦТ с точкой Т на хвостовом стабилизаторе.

  Большинство ЛА проектируется таким образом, чтобы ЦД крыла находился позади ЦТ. При этом ЛА ста­ новится «перетяжелённым на нос», и возникает необ­ ходимость в действующей на горизонтальный стаби­ лизатор и направленной вниз небольшой силе, которая будет уравновешивать ЛА и препятствовать его входу

  

  

  

  

  

  

  1

  1

  1, \ 1 l,1lil

  11

  11 1 ! у

  1

  2\111!1!1111

  1

  1

  111J111t :.1 : •

  il 111

  1 1 1

  liЛI

  1

  ....

  VXЭl'J ие >nебан я

  1 1

  l-тr-1, 11 1 J

  ---

  1

  1i

  11 , 1 11 .1 i1 1 , 1

  1 , 1

  ! 1

  1

  --

  1 i l 11

  1

  '

  Незатухающие колебания

  1 ....   ---

  J

  1

  1 1 J / ! 1

  1 1 1 Нарастающие колебания

  :

  1

  1 у,

  1 1 1

  I /

  Положительная статическая (положительная динамическая)

  1 } , ! 1

  1 1

  ,·1I

  r,.1 1 1 1

  1

  ' 11 ;

  : 11\1 1 1-' .!

  111 1111

  1

  1 ! 1

  11

  . i1

  -'f :;i

  1

  !

  1 1

  i

  _11 .

  1

  ,, I -Jтe,JJ ,

  1 1 Щ17Н-1 -.-1-+-Н--П) 1 11 ; !1 '

  1

  1 1 1 1 1

  ..,.!..._и1j ......,-,, : [,,__Li ..I

  .

  ,, II I1

  1 \ (нейтральная динамическая) I N.i 1;1 (отрицательная динамическая)

  1 1

  1

  11111111 111 11 i 111' 11';' 1 ; 11 111 111 1 1 1111

  111

  111

  
  

  
  

  

  Рис. 4-20. Продольная устойчивость.

  
  

  в пикирование. Для того, чтобы скомпенсировать та­ кую «перетяжелённость носа», хвостовой стабилизатор должен находиться под небольшим отрицательным УА. Тогда возникает сила, которая тянет хвост ЛА вниз, уравновешивая «тяжёлый» нос. Таким образом, линия ЦТ-ЦД-Т выступает в качестве своего рода «рычага», создающего направленную вверх силу (в точке ЦД) и две направленные вниз силы, уравновешивающие друг друга: первая - значительная по величине сила, при­ ложенная к ЦТ, и другая (существенно меньшая), при­ ложенная к точке Т (направленное вниз давление, дей­ ствующее на стабилизатор). Проиллюстрируем этот физический принцип так: если закрепить железный прут в точке ЦД, а в точке ЦТ подвесить на него тяжё­ лый груз, для сохранения этого «рычага» в состоянии равновесия потребовалось бы приложить в точке Т на­ правленное вниз давление.

  Хотя во время горизонтального полёта хвостовой стабилизатор находится в горизонтальном положении, на него воздействует снос потока с крыльев. Этот снос ударяет в верхнюю часть стабилизатора и создаёт на­ правленное вниз давление, которого при определённой воздушной скорости как раз достаточно, чтобы уравно­ весить «рычаг». Чем быстрее летит ЛА, тем интенсив­ нее это снос потока и тем больше давление на хвостовой стабилизатор (за исключением Т-образноrо хвостового оперения) (рис. 4-21). В случае ЛА с фиксированными горизонтальными стабилизаторами, производитель устанавливает стабилизатор под углом, обеспечива­ ющим наилучшую устойчивость (или равновесие) во время полёта с рекомендованными крейсерской скоро­ стью и режимом работы двигателя.

  Если скорость ЛА падает, скорость воздушного по­ тока вокруг крыла также уменьшается. В результате ослабления воздушного потока вокруг крыла интен­ сивность сноса потока также снижается, уменьшая направленную вниз силу, действующую на горизон­ тальный стабилизатор. В свою очередь, характерная

  «перетяжелённость носа» усугубляется, заставляя нос ЛА всё сильнее опускаться вниз (рис. 4-22). Из-за этого

  Крейсерская скорость

  

  
  

  Низкая скорость

  
  

  
  

  

  
  

  

  

  

  Высокая скорость

  Рис. 4-21. Влияние скорости на снос потока.

  
  

  самолёт входит в пикирование, УА крыла и лобовое сопротивление уменьшаются, позволяя воздушной скорости расти. Если ЛА продолжит пикирование и скорость вырастет, направленная вниз сила, действу­ ющая на хвостовой стабилизатор, снова увеличится. Следовательно, хвостовое оперение вновь испытает на­ правленное вниз давление, нос поднимется, и ЛА нач­ нёт набирать высоту.

  По мере набора высоты воздушная скорость опять упадёт, из-за чего направленная вниз сила, действу­ ющая на хвостовое оперение, уменьшится, и нос ЛА снова опустится. Поскольку ЛА динамически устой­ чив, в этот раз амплитуда движения будет ниже, чем до этого. Но во время этого (более пологого) пикирова­ ния, ЛА наберёт достаточную скорость, чтобы начать новый набор высоты, хотя и не такой крутой, как в пре­ дыдущем случае.

  После нескольких подобных затухающих колеба­ ний, во время которых нос будет то подниматься, то опускаться, ЛА, наконец, стабилизируется на скоро­ сти, при которой направленная вниз сила, действую­ щая на хвостовое оперение, в точности уравновеши­ вает стремление ЛА войти в пикирование. Когда это

  
  

  Нормальный снос потока

  
  

  

  
  

  Низкий снос потока

  

  
  

  Рис. 4-22. Снижение мощности двигателя приводит к опусканию носа.

  состояние будет достигнуто, ЛА снова войдёт в режим установившегося полёта и будет находиться в нём до тех пор, пока его положение в воздухе и воздушная ско­ рость не изменятся.

  Аналогичный эффект наблюдается при сбросе скоро­ сти. Интенсивность сноса потока с крыльев снижается, и сила, приложенная к точке Т на рис. 4-20, оказывается недостаточной для того, чтобы удержать горизонталь­ ный стабилизатор от подъёма. Это выглядит таким об­ разом, как если бы сила, приложенная к рычагу в точке Т, позволила силе тяготения опустить нос ЛА. Это свой­ ство является полезным: ЛА естественным образом стремится увеличить свою воздушную скорость и вер­ нуться в состояние равновесия.

  Увеличение мощности двигателя или тяги способно также оказать на ЛА дестабилизирующее воздействие, заставляя его нос подниматься. Авиаконструкторы могут нейтрализовать этот эффект, определив место­ положение «высокой линии тяги» - линии тяги, про­ ходящей выше ЦТ (рис. 4-23 и 4-24). В этом случае, при увеличении тяги возникает момент, который противо­ действует направленной вниз силе, приложенной к хвостовому оперению. С другой стороны, очень «низ­ кая линия тяги» может привести к дополнительному кабрирующему воздействию на горизонтальное хво­ стовое оперение.

  Вывод: если ЦТ расположен перед ЦД, а на хвосто­ вое оперение действует направленная вниз сила, ЛА обычно стремится вернуться к безопасному положе­ нию в воздухе.

  Ниже центра тяжести

  

  Через центр тяжести

  
  

  

  
  

  Выше центра тяжести

  

  
  

  Рис. 4-23. Влияние линии тяги на продольную устойчивость.

  
  

  Продольную устойчивость можно проверить следу­ ющим образом. Уравновесим ЛА для горизонтального полёта в автоматическом режиме. Затем (с помощью органов управления) немного опустим нос ЛА. Если в течение краткого периода времени нос вернётся в ис­ ходное положение и остановится, ЛА является стати­ чески стабильным. Обычно вначале нос поднимается выше исходного положения (положения горизонталь­ ного полёта), и за этим следует серия медленных тан­ гажных колебаний. Если колебания в конце концов прекратятся, ЛА обладает положительной устойчиво­ стью; если они продолжатся бесконечно, ЛА обладает нейтральной устойчивостью; если они усиливаются, ЛА неустойчив.

  
  

  Поперечная устойчивость (устойчивость по крену)

  Устойчивость вокруг продольной оси, проходящей от носа ЛА к хвосту, называется поперечной устойчи­ востью. Она помогает стабилизировать поперечное

  
  

  

  Подъёмная сила

  Крейсерская мощность

  
  

  

  Подъёмная сила

  Мощность холостого хода

  

  
  

  

  

  Подъёмная сила

  Полная мощность

  Рис. 4-24. Влияние мощности двигателя на продольную устойчивость.

  
  

  положение ЛА («эффект крена»), когда одно крыло ока­ зывается ниже, чем другое, расположенное на противо­ положной стороне ЛА. Поперечно устойчивым делают ЛА четыре основных конструктивных фактора: попе­ речное V крыла, прямая стреловидность крыла, киле­ вой эффект и распределение веса.

  
  

  Поперечное V крыла

  
  

  Наиболее распространённый путь обеспечения попе­ речной устойчивости - это расположить крылья под углом в 1-3% выше перпендикуляра к продольной оси. Крылья на обеих сторонах фюзеляжа прикрепляются к нему так, что формируют У-образный силуэт или угол, называемый «поперечным V крыла». Величина угла по­ перечного V определяется углом между крылом и ли­ нией, параллельной поперечной оси.

  Поперечное V влияет на равновесие подъёмных сил, создаваемых УА крыльев по обеим сторонам продоль­ ной оси ЛА. Если резкий порыв ветра заставляет одно крыло подняться, а другое опуститься, самолёт входит

  
  

  

  
  

  

  Рис. 4-25. Влияние поперечного V на поперечную устойчивость.

  
  

  в крен. Когда ЛА входит в крен без поворота, возни­ кает тенденция к скольжению на крыло (поперечному перемещению вниз в направлении опущенного крыла) (рис. 4-25). Поскольку крылья обладают поперечным V, воздушный поток ударяет в опущенное крыло под го­ раздо большим УА, чем в поднятое крыло. Благодаря увеличению УА, опущенное крыло создает большую подъёмную силу, чем поднятое крыло. Разница в ве­ личине подъёмных сил заставляет опущенное крыло подниматься. По мере приближения крыла к гори­ зонтальному положению, УА обоих крыльев снова уравнивается, и в результате склонность к крену ос­ лабевает. Итак, смысл поперечного V в том, что при скольжении на крыло оно создаёт противодействую­ щий крен, возвращающий ЛА в поперечно уравнове­ шенное положение.

  Восстанавливающая сила может заставить опущен­ ное крыло подняться слишком высоко, при этом про­ тивоположное крыло опустится ниже горизонтали. Если это произойдёт, процесс повторится, затухая с каждым колебанием, пока не будет достигнуто состоя­ ние равновесного полёта без крена.

  С другой стороны, чрезмерный угол поперечного V может оказать отрицательное воздействие на способ­ ность ЛА к поперечному маневрированию. ЛА может оказаться настолько поперечно устойчивым, что это будет препятствовать намеренному входу в крен. По этой причине, ЛА, конструкция которых предполагает высокую поперечную маневроспособность, обычно имеют меньший угол поперечного V.

  
  

  Стреловидн.ость крыла

  
  

  Стреловидность, в дополнение к поперечному V, также увеличивает подъёмную силу, возникающую при отклонении крыла от горизонтального положения.

  
  

  
  

  

  

  
  

  ,

  //f!j

  =-

  
  

  Рис. 4-26. Влияние конфигурации киля на поперечную устойчивость.

  
  

  Крыло со стреловидностью - это такое крыло, перед­ няя кромка которого скошена назад. Когда под внеш­ ним воздействием ЛА со стреловидностью начинает скользить на крыло, передняя кромка опущенного крыла оказывается расположенной под прямым углом к набегающему воздушному потоку. В результате дей­ ствующая на опущенное крыло подъёмная сила воз­ растает, оно поднимается, и ЛА восстанавливает своё первоначальное положение в воздухе.

  Стреловидность крыла также влияет на путевую устойчивость. Когда турбулентность или движение руля направления заставляют ЛА отклониться от курса (рыскать), например, влево, то фактическая длина передней кромки, подвергающаяся воздействию от­ носительного воздушного потока, у обоих крыльев на­ чинает различаться - у правого крыла она становится больше, чем у левого. Воздушная скорость правого крыла возрастает, и оно начинает испытывать большее лобовое сопротивление, чем левое. Это дополнитель­ ное сопротивление толкает правое крыло назад, воз­ вращая ЛА на его оригинальный курс.

  
  

  Килевой эффект

  
  

  ЛА всегда стремится повернуть свою продольную ось в направлении набегающего потока. Этот «эффект флю­ гера», аналогичный поведению киля морского судна, стабилизирует положение ЛА относительно продоль­ ной оси. Когда под внешним воздействием одно крыло ЛА опускается, фюзеляж действует подобно маятнику, возвращая ЛА в первоначальное положение.

  Поперечно устойчивый ЛА проектируется таким об­ разом, чтобы основная часть киля находилась выше и позади ЦТ (рис.4-26). В этом случае, при скольжении на крыло сочетание веса ЛА и давления воздушного потока на верхнюю часть киля (обе силы приложены к ЦТ) создают обратный крен, возвращающий ЛА в пер­ воначальное положение.

  Вертикальная устойчивость (устойчивость к рысканию)

  
  

  Устойчивость относительно вертикальной оси ЛА (бо­ ковой момент) называется путевой устойчивостью или устойчивостью к рысканию. Путевая устойчивость при проектировании ЛА достигается легче всего. Область вертикального хвостового оперения и боковые поверх­ ности фюзеляжа позади ЦТ вносят основной вклад во

  «флюгероподобное» поведение ЛА- поворот носа в на­ правлении набегающего потока.

  В процессе наблюдения за флюгером можно увидеть, что если зоны его поверхности, подвергающиеся воз­ действию ветра и расположенные впереди и позади точки вращения, одинаковы по площади, то передняя и задняя действующие на него силы уравновешиваются, и в этом случае флюгер практически неподвижен. Следовательно, необходимо предусмотреть, чтобы зона позади точки вращения имела большую площадь, чем впереди неё.

  

  Рис. 4-27. Влияние конструкции фюзеляжа и горизонтального хвостового оперения на вертикальную устойчивость.

  
  

  Аналогично, авиаконструкторы обеспечивают пу­ тевую устойчивость, делая боковую поверхность по­ зади ЦТ более обширной, чем впереди (рис. 4-27). Дополнительную устойчивость обеспечивает верти­ кальное хвостовое оперение. Оно действует подобно оперению стрелы лука, обеспечивая прямолинейный полёт. Как и в случае флюгера или стрелы лука, - чем дальше расположено хвостовое оперение и чем оно больше по размеру, тем выше путевая устойчивость ЛА.

  
  

  Если ЛА летит по прямой линии, а порыв бокового ве­ тра слегка поворачивает его вокруг вертикальной оси (например, направо), это движение замедляется и, в конечном итоге, прекращается хвостовым оперением. В то время как ЛА поворачивается направо, воздушный поток ударяет в левую сторону хвостового оперения под некоторым углом, создавая давление на левую сторону хвостового оперения, противодействующее повороту и замедляющее движение рыскания. Процесс в какой-то степени сходен с движением флюгера, поворачивающе­ гося в направлении ветра.

  Начальное изменение траектории полёта ЛА в целом немного ниже, чем общее изменение курса. Поэтому, после небольшого рыскания вправо, ЛА в течение корот­ кого времени движется по первоначальному курсу, но его продольная ось направлена немного вправо. Затем происходит кратковременное скольжение на крьио, и в этот момент ЛА стремится частично повернуться влево (предполагается, что, хотя движение рыскания прекра­ тилось, излишнее давление на левую сторону хвостового оперения продолжает оказываться). Другими словами, возникает восстанавливающий момент, созданный хво­ стовым оперением. Эта восстанавливающая тенденция проявляется относительно медленно и исчезает, когда ЛА прекращает скольжение на крьио. Затем ЛА продол­ жает полёт в направлении, несколько отличающемся от первоначального. Другими словами, самостоятельно он не сможет вернуться на первоначальный курс; это дол­ жен сделать пилот.

  Небольшое повышение путевой устойчивости мо­ жет быть достигнуто за счёт стреловидности крьиа. Основная функция стреловидности - замедлить эф­ фект сжатия во время скоростного полёта. В более лёг­ ких и медленных ЛА стреловидность крьиа помогает правильно расположить центр давления по отношению к ЦТ. Продольно устойчивый ЛА проектируется та­ ким образом, чтобы его центр давления находился позади ЦТ.

  В силу структурных причин авиаконструкторы ино­ гда не имеют возможности присоединить крьиья к фю­ зеляжу в желаемой точке. Если им придётся выдвинуть крьиья слишком далеко вперёд, при этом установив их под прямым углом к фюзеляжу, центр давления ока­ жется слишком близко с ЦТ, и обеспечение желаемой продольной устойчивости станет невозможным. Придав крьиьям прямую стреловидность, конструкторы могут переместить центр давления назад. Таким образом, пра­ вильное расположение центра давления обеспечивается степенью стреловидности крьиьев и их расположением на фюзеляже.

  Крьиья обычно почти не влияют на статическую путевую устойчивость ЛА. Стреловидное крьио вносит определённый вклад (в зависимости от степени

  стреловидности), но это вклад относительно мал в срав­ нении с влиянием других компонентов.

  
  

  Свободные путевые колебания («голландский шаг»)

  «Голландский шаг» - это совмещённые поперечные/ путевые колебания, которые обычно бывают динами­ чески устойчивыми, но могут быть небезопасны для ЛА в силу их периодической природы. Затухание режима колебаний может быть слабым или сильным, в зависи­ мости от характеристик конкретного ЛА.

  Если правое крыло ЛА внезапно опускается, поло­ жительное скольжение на крыло выравнивает крыло вокруг поперечной оси, прежде чем нос снова уста­ новится по ветру. В то время, как крыло выравнивает положение, могут возникнуть поперечные и путевые колебания, в результате которых нос ЛА начнёт опи­ сывать «восьмерки» - сумму двух колебаний (крена и рыскания), которые будут иметь примерно одинако­ вую амплитуду, но не совпадать по фазе друг с другом. В большинстве современных ЛА (кроме высокоско­ ростных самолётов с высокой стреловидностью крыла) эти свободные путевые колебания обычно вскоре пре­ кращаются сами, если только нет сильного ветра или турбулентности.

  ЛА, имеющие склонность к «голландскому шагу», обычно оборудуются гиростабилизированным демп­ фером рыскания. Производители стараются достиг­ нуть «золотой середины» между слишком большой и слишком малой путевой устойчивостью. Поскольку для ЛА лучше иметь «спиральную неустойчивость», чем склонность к «голландскому шагу», обычно выби­ рается первая из этих характеристик.

  
  

  Спиральная неустойчивость

  Спиральная неустойчивость возникает, когда статиче­ ская путевая устойчивость ЛА очень высока в сравне­ нии с вкладом поперечного V крыла в сохранение по­ перечного равновесия. Когда поперечное равновесие ЛА нарушается порывом ветра и начинается скольже­ ние на крыло, высокая путевая устойчивость застав­ ляет нос развернуться в направлении возникшего ве­ тра, в то время как, в силу сравнительно низкого угла поперечного V, крыло запаздывает с восстановлением поперечного равновесия. Из-за такого рыскания крыло на внешней окружности разворота будет двигаться бы­ стрее, чем противоположное, и, как следствие, подъ­ ёмная сила на нём начнёт расти. В результате этого процесса ЛА войдёт в режим нарастания крена, и если пилот не выровняет положение ЛА, угол крена будет возрастать всё сильнее. В то же время, благодаря пу­ тевой устойчивости, нос повернётся в направлении

  
  

  встречного потока, фактически заставляя ЛА войти в режим малого угла тангажа. ЛА начнёт двигаться по нисходящей спирали и, если пилот не примет меры, постепенно войдёт в крутое спиральное пикирование. Обычно скорость нарастания интенсивности спираль­ ного движения невелика, и пилот без особого труда мо­ жет контролировать этот процесс.

  Все ЛА в той или иной степени подвержены спираль­ ной неустойчивости, хотя в остальных своих характе­ ристиках могут быть вполне устойчивы. Этот явление объясняет, почему ЛА не может бесконечно двигаться в

  «автоматическом» режиме.

  Было затрачено много сил для того, чтобы создать органы управления (выравниватели крыла), которые были бы способны исправлять или устранять спираль­ ную неустойчивость. Пилот должен быть осторожен при выводе ЛА из спирального движения, особенно на последних его стадиях, иначе структура ЛА может подвергнуться чрезмерным нагрузкам. Неправильный выход из спиральной неустойчивости зачастую приво­ дит к структурным разрушениям ЛА и вызывает, воз­ можно, наибольшую долю катастроф в гражданской авиации. Поскольку воздушная скорость в условиях спирального движения быстро возрастает, использо­ вание руля высоты для снижения скорости и поднятия носа только уменьшает радиус спирали, ещё усиливая нагрузку. Результатом продолжительного неконтроли­ руемого спирального движения может стать структур­ ное разрушение ЛА или его падение на землю, или и то и другое. Наиболее часто встречающиеся причины воз­ никновения такой ситуации: потеря пилотом ориен­ тиров для определения положения горизонта; его не­ способность контролировать ЛА с помощью приборов управления; либо сочетание обеих причин.

  Аэродинамические силы при полётном маневрировании

  Силы, действующие на ЛА при повороте

  Если смотреть на совершающий установившийся пря­ молинейный полёт ЛА спереди (рис. 4-28) и вообразить видимыми силы, действующие на него в этом положе­ нии, прежде всего, мы увидим две силы: подъёмную силу и вес. Если ЛА вошёл в крен, очевидно, что подъём­ ная сила прямо не противодействует весу; скорее, она действует наклонно, в направлении крена. Основная истина о поворотах: когда ЛА входит в крен, подъёмная сила действует по направлению к центру разворота и вверх.

  Первый закон Ньютона (закон инерции) утверждает,

  что объект, находящийся в состоянии покоя или равно­ мерного прямолинейного движения, сохраняет это со­ стояние, пока к нему не будет приложена какая-либо дополнительная сила. ЛА, как и любой движущийся объ­ ект, отклоняется от прямолинейного движения только под воздействием боковой силы. При простом повороте эта сила обеспечивает крен ЛА, так, чтобы подъёмная сила действовала по направлению вверх и внутрь (к цен­ тру поворота). Во время поворота подъёмная сила разде­ ляется на две составляющие, направленные под прямым углом друг к другу. Первая составляющая направлена вертикально и противоположно весу (силе тяжести). Она называется вертикальной составляющей подъём­ ной силы. Вторая направлена горизонтально к центру поворота и, соответственно, называется горизонталь­ ной составляющей подъёмной силы или центростреми­ тельной силой. Горизонтальная составляющая подъ­ ёмной силы смещает ЛА с прямолинейной траектории, заставляя его войти в поворот. «Равной по величине и

  
  

  

  

  

  Подъёмная сила

  Подъёмная сила

  Подъёмная сила

  . ,.

  .'

  .''

  '

  Горизонтальный полёт Поворот с умеренным креном Поворот с большим креном

  
  

  Рис. 4-28. Силы, действующие на ЛА во время нормального координированного поворота.

  противоположной по направлению» реакцией ЛА на изменение траектории полёта является центробежная сила, которая равна горизонтальной составляющей подъёмной силы и направлена в обратную ей сторону. Это объясняет, почему при правильно выполняемом по­ вороте сила, разворачивающая ЛА, никак не связана с рулём направления. Руль направления используется для корректировки любого отклонения между траекторией полёта и линией, проведенной от носа до хвоста ЛА. Правильным является такой поворот, при котором нос и хвост ЛА движутся по одной и той же траектории. Если во время поворота не используются руль направления, нос ЛА рыскает, отклоняясь вовне траектории поворота. Руль направления помогает вернуть нос ЛА в перво­ начальное положение, выровняв его по относитель­ ному ветру.

  ЛА не управляется рулём, подобно морскому судну или автомобилю. Для того, чтобы повернуть ЛА, его необхо­ димо накренить. Пока ЛА не войдёт в состояние крена, не появится сила, которая заставит его отклониться от прямолинейной траектории полёта. И наоборот, войдя в крен, ЛА начнёт совершать поворот (если при этом не станет скользить на крьто).

  Правильный путевой контроль основывается на том факте, что всякий раз, войдя в крен, ЛА стремиться со­ вершить поворот. Пилоты не должны забывать об этом, когда стараются удержать ЛА в режиме установившегося прямолинейного полёта.

  Сам по себе вход в крен при повороте никак не меняет общую сумму сил, действующую на ЛА. Поскольку подъ­ ёмная сила во время крена разделяется на вертикальную и горизонтальную составляющие, доля подъёмной силы, противоположная силе тяжести и поддерживающая вес ЛА, уменьшается. Следовательно, чтобы ЛА не начал

  терять высоту, должна быть создана дополнительная подъёмная сила. Это достигается путём увеличения УА до тех пор, пока вертикальная составляющая подъёмной сила снова не станет равной весу. Поскольку с увеличе­ нием угла крена вертикальная составляющая подъём­ ной силы уменьшается, УА должен постепенно увеличи­ ваться, создавая достаточную вертикальную подъёмную силу для поддержки веса ЛА в воздухе. Пилотам необхо­ димо помнить, что при повороте на постоянной высоте вертикальная составляющая подъёмной силы должна быть равна весу.

  Для каждого значения воздушной скорости угло­

  вая скорость поворота (УСП) ЛА зависит от величины горизонтальной составляющей подъёмной силы. Установлено, что горизонтальная составляющая подъ­ ёмной силы пропорциональна углу крена, - иначе го­ воря, увеличивается и уменьшается по мере увеличения или уменьшения угла крена соответственно. Когда угол крена увеличивается, горизонтальная составляющая подъёмной силы тоже увеличивается, тем самым уве­ личивая УСП. Таким образом, на любой выбранной воздушной скорости УСП контролируется коррекцией угла крена.

  Для создания вертикальной составляющей подъёмной силы, достаточной для сохранения высоты в горизон­ тальном полёте, необходимо увеличить УА. Поскольку лобовое сопротивление аэродинамической поверхности прямо пропорционально УА, по мере роста подъёмной силы индуктивное сопротивление также увеличива­ ется. Это, в свою очередь, приводит к потере воздуш­ ной скорости в прямой зависимости от угла крена. При малом угле крена возникает малая потеря воздушной скорости, а при большом - соответственно, большая. Для предотвращения потери воздушной скорости при

  
  

  Нормальный поворот Поворот с внутренним скольжением Поворот с внешним скольжением

  
  

  

  

  Подъёмна-я си-л·а·-···-А

  
  

  Горизонтальная подъёмная сила

  
  

  

  Центробежная сила равна горизонтальной подъёмной силе

  
  

  Цеfj,Тробежная сил

  Подъёмная сила

  
  

  

  Центробежная сила меньше горизонтальной подъёмной силы

  Подъёмная сила

  
  

  

  Горизонтальная подъёмная сила

  
  

  Центробежная сила больше горизонтальной подьёмной силы

  
  

  
  

  

  
  

  Рис. 4-29. Нормальный поворот, поворот с внутренним скольжением и поворот с внешним скольжением.

  горизонтальном повороте необходимо увеличить тягу (мощность двигателя). Величина дополнительной тяги пропорциональна углу крена.

  Для того, чтобы компенсировать дополнительную подъёмную силу, возникающую при увеличении воздуш­ ной скорости во время поворота на постоянной высоте, должен быть уменьшен УА или увеличен угол крена. Если угол крена сохраняется постоянным, а УА уменьша­ ется, УСП падает. Для того, чтобы сохранить постоянную УСП при увеличении воздушной скорости, УА должен оставаться постоянным, а угол крена - расти.

  Повышение воздушной скорости приводит к увели­ чению радиуса поворота, а центробежная сила прямо пропорциональна этому радиусу. Если поворот выпол­ няется правильно, горизонтальная составляющая подъ­ ёмной силы должна быть равна по величине центробеж­ ной силе и противоположна ей по направлению. Когда во время поворота, постоянного по угловой скорости, воздушная скорость возрастает, радиус поворота уве­ личивается. Это увеличение, в свою очередь, вызывает увеличение центробежной силы, которое должно быть уравновешено увеличением горизонтальной составля­ ющей подъёмной силы, что можно обеспечить только ростом угла крена.

  В повороте с внутренним скольжением УСП недо­ статочна для используемого крена, поскольку ЛА ры­ скает, отклоняя нос вовне траектории поворота. Для достигнутой УСП крен слишком велик, поэтому гори­ зонтальная составляющая подъёмной силы больше, чем центробежная сила (рис. 4-29). Равновесие между гори­ зонтальной составляющей подъёмной силы и центро­ бежной силы восстанавливается путём снижения угла крена или увеличения УСП, либо комбинацией двух этих способов.

  Поворот с внешним скольжением происходит при из­ лишней центробежной силе, превышающей горизон­ тальную составляющую подъёмной силы. В результате центробежная сила тянет ЛА за пределы траектории поворота. УСП слишком высока для достигнутого угла крена. Поэтому коррекция поворота с внешним сколь­ жением предполагает снижение УСП или увеличение крена, либо комбинацию двух этих способов.

  Для сохранения выбранной УСП угол крена должен из­ меняться вместе с воздушной скоростью. Это особенно важно для высокоскоростных ЛА. Например, при скоро­ сти 650 км/ч ЛА должен иметь угол крена примерно 44°, чтобы выполнить поворот с постоянной угловой скоро­ стью 3°в секунду. При таком угле крена вертикальная со­ ставляющая подъёмной силы составляет только 79% от её общей величины. Поэтому необходимо существенно увеличить УА, чтобы компенсировать потерю вертикаль­ ной подъёмной силы. Если этого не сделать, произойдёт значительная потеря высоты.

  
  

  Силы, действующие на ЛА при наборе высоты

  
  

  С практической точки зрения, подъёмная сила крыла при установившемся наборе высоты ничем не отлича­ ется от его подъёмной силы при горизонтальном по­ лёте с той же воздушной скорости. Хотя при наборе высоты траектория ЛА изменяется, УА крыла по отно­ шению к наклонной траектории остаётся практиче­ ски неизменным (как и подъёмная сила). Изменения возникают только в самом начале набора высота, но они носят кратковременный характер (см. рис. 4-30). Изменение подъёмной силы происходит во время пере­ хода от установившегося прямолинейного полёта к на­ бору высоты - в момент, когда руль высоты начинает отклоняться назад. Подъём носа ЛА увеличивает УА и (на короткое время) подъёмную силу. В этот момент она превышает вес и поэтому заставляет ЛА начать на­ бор высоты. После того, как угол наклона восходящей траектории установится, УА и подъёмная сила снова вернутся к значениям, примерно соответствующим прямолинейному полёту.

  
  

  

  Рис. 4-30. Изменение подъёмной силы во время входа в набор высоты.

  Если ЛА начал набирать высоту без изменений в мощности двигателя, его воздушная скорость будет по­ степенно снижаться, поскольку тяга, достаточная для сохранения некоторой воздушной скорости при гори­ зонтальном полёте, недостаточно дЛ!f сохранения той же скорости при наборе высоты. Когда траектория по­ лёта наклонена вверх, возникает составляющая веса, которая действует в том же направлении, что суммарное лобовое сопротивление (параллельно ему), тем самым увеличивая суммарное эффективное сопротивление. В результате суммарное лобовое сопротивление начи­ нает превышать силу тяги, и воздушная скорость падает. Снижение воздушной скорости постепенно приводит к соответствующему снижению лобового сопротивле­ ния, пока суммарное сопротивление (включая состав­ ляющую веса, действующую в том же направлении), не

  
  

  

  

  

  Начало набора llblCOThl. Соnроn,вление больше тяги, скорость

  станет равным силе тяги (рис. 4-31). Изменение скоро­ сти происходит постепенно и существенным образом за­ висит от различий в размерах ЛА, их весе, суммарного лобового сопротивления и других факторов. Итак, сум­ марное лобовое сопротивление превышает силу тяги, и воздушная скорость снижается.

  
  

  
  

  

  

  

  са

  
  

  Силы, действующие на ЛА при снижении

  
  

  В момент перехода от установившегося прямолиней­ ного полёта к снижению (как и в случае набора вы­ соты), силы, действующие на ЛА, меняются вполне определённым образом. В рассматриваемом ниже при­ мере ЛА снижается при той же мощности двигателя, что и в установившемся прямолинейном полёте.

  В момент, когда штурвал отклоняется вперёд с целью начать снижение, УА на короткое время изменяется. В начальный момент инерция ЛА заставляет его продол­ жать движение по первоначальной траектории. В этот момент УА падает, заставляя уменьшиться суммарную подъёмную силу. В результате вес становится больше, чем подъёмная сила, и ЛА начинает снижаться. Одновременно с этим траектория полета переходит от

  Гориэональный полёт. Силы уравновешены,

  скоростьпостоянна.

  УС18НОВИВШИЙСЯ набор

  высоты. Силы

  уравновешены,

  горизонтальной к нисходящей.

  Не следует путать падение подъёмной силы с невоз­

  скоростпьостоянна.

  
  

  

  Рис. 4-31. Изменение скорости ЛА во время входа в набор высоты.

  В общем и целом, когда режим полёта стабилизируется, силы тяги и лобового сопротивления (равно как и подъёмная сила и вес) снова уравновешиваются, но их значения оказываются ниже, чем для режима установившегося прямолинейного полёта с теми же установками мощности двигателя. Поскольку при наборе высоты вес ЛА действует не только вниз, но и назад (параллельно лобовому сопротивлению), для сохранения той же скорости, что при горизонтальном полёте, требуется дополнительная мощность двигателя. Величина этой дополнительной мощности зависит от угла кабрирования. Когда угол кабрирования становится настолько большим, что для его поддержания уже не хватает мощности двигателя, начинается снижение скорости.

  Тяга, требующаяся для устойчивого подъёма, равна сумме лобового сопротивления и некоторой доли веса (величина этой доли зависит от угла кабрирования). Например, для подъёма под углом 10° требуется тяга, равная лобовому сопротивлению плюс 17% веса ЛА. Для вертикального набора высоты потребовалась бы тяга, равная сумме веса и лобового сопротивления. Таким образом, для заданных характеристик набора высоты величина угла кабрирования зависит от запаса мощно­ сти, необходимого, чтобы преодолеть противодействие определённой доли веса. Обратите внимание, что ЛА может выполнять набор высоты только благодаря запасу мощности двигателя. Когда запас мощности исчерпан, ЛА утрачивает возможность дальнейшего набора вы­ соты. В этот момент ЛА достигает своего «абсолют­ ного потолка».

  можностью создания подъёмной силы, достаточной для выполнения горизонтального полёта. Необходимая траектория полёта обеспечивается доступным резер­ вом мощности двигателя и положением руля высоты.

  Для снижения на той же воздушной скорости, с ко­ торой осуществлялся установившийся прямолиней­ ный полёт, мощность двигателя должна быть снижена в момент начала снижения. Составляющая веса, дей­ ствующая по направлению вперёд параллельно траек­ тории полёта, увеличивается по мере того, как угловая скорость снижения растёт и, наоборот, уменьшается, когда угловая скорость снижения падает.

  
  

  Сваливание на крыло

  Сваливание на крыло происходит вследствие резкого уменьшения подъёмной силы, вызванного срывом воз­ душного потока с поверхности крыла при превыше­ нии критического УА. Сваливание может произойти в любом положении по тангажу и при любой скорости. Сваливание относится к числу хуже всего понимаемых аэродинамических процессов, поскольку пилоты часто полагают, что причиной сваливания является прекра­ щение создания крылом подъёмной силы. В ходе свали­ вания крыло не прекращает создавать подъёмную силу полностью. Скорее, оно не может создать подъёмную силу достаточной величины, чтобы сохранить режим горизонтального полёта.

  С увеличением УА СУтакже растёт. В некоторой точке коэффициент достигает максимума, а затем начинает падать. Этот максимум обозначается как CYrnax После превышения CYrnax или критического УА величина соз­ даваемой крылом подъёмной силы существенно умень­ шается, но (как было сказано выше) оно не перестаёт создавать подъёмную силу полностью.

  
  

  У большинства прямокрылых ЛА крылья проекти­ руются так, чтобы срыв потока начинался у их корня. Корень крыла первым достигает критического УА, а затем срыв потока распространяется к концевой его части. Этот факт позволяет сохранить управляемость ЛА с помощью элеронов, расположенных ближе к кон­ цевой части крыла.

  Для обеспечения начального срыва потока у корня крыла используются различные методы. Один из ва­ риантов - «скрученное» крыло с более высоким УА у корня. Другой метод создания раннего корневого срыва - установить срывные накладки в передней чет­ верти крыла (возле его передней кромки).

  В режиме сваливания крыло продолжает создавать подъёмную силу. В противном случае ЛА упал бы на землю. Большинство учебно-тренировочных ЛА скон­ струированы таким образом, чтобы во время свали­ вания на крыло их нос опускался, снижая УА и выводя ЛА из режима сваливания. Это «стремление к пики­ рованию» вызвано тем, что ЦД таких ЛА находится позади ЦТ. Расположение ЦТ имеет большое значение для способности ЛА выходить из режима сваливания. Если допустить, чтобы центр тяжести ЛА располагался вне конструктивно допустимой зоны, у пилота могут возникнуть трудности с выходом из режима свалива­ ния. Самые серьёзные проблемы появляются, если ЦТ располагается позади конструктивно допустимой зоны (ближе к хвосту). В такой ситуации пилот может ока­ заться не способным создать (с помощью руля высоты) достаточную подъёмную силу, чтобы скомпенсировать увеличившийся вес ЛА. Поскольку уменьшить УА будет невозможно, ЛА продолжит двигаться в режиме свали­ вания вплоть до контакта с землёй.

  Скорость сваливания конкретного ЛА не является по­ стоянной для всех полетных ситуаций, но каждый ЛА всегда входит в сваливание на одном и том же УА, безот­ носительно к его воздушной скорости, весу, коэффици­ енту загрузки и высоте по плотности. Для каждого ЛА существует определённый УА, при котором воздуш­ ный поток отрывается от верхней поверхности крыла и происходит сваливание. Этот критический УА лежит в пределах от 16° до 20°, в зависимости от конструкции ЛА. Но каждый ЛА имеет единственный УА, на котором происходит сваливание.

  Встречаются три полётные ситуации, в которых кри­ тический УА может быть превышен: низкая скорость, высокая скорость и поворот.

  ЛА может войти в режим сваливания из установивше­ гося прямолинейного полёта, если его скорость слиш­ ком низка. При уменьшении воздушной скорости УА должен быть увеличен, чтобы восстановить подъём­ ную силу, необходимую для сохранения высоты. Чем ниже скорость, тем больше должен быть УА. В конце

  концов, достигается такой УА, при котором крыло ста­ новится неспособным создать достаточную подъёмную силу, чтобы поддержать ЛА, входящий в режим свали­ вания. Если воздушная скорость продолжает падать, ЛА входит в режим сваливания, поскольку УА превысил критический и воздушный поток сорвался с крыла.

  Вход в режим сваливания может происходить не только при низкой скорости. Крылу можно придать чрезмерный УА на любой скорости. Например, ЛА может войти в пикирование на скорости 200 км/ч, если пилот резко отклонит на себя тягу руля высоты (рис. 4-32). Сила тяжести и центробежная сила пре­ пятствуют мгновенному изменению траектории, но УА может резко измениться с очень малого до очень большого. Поскольку направление относительного ве­ тра определяется траекторией полёта ЛА и движением набегающего воздушного потока, УА резко увеличива­ ется, и ЛА может достичь критического УА на гораздо большей скорости, чем обычная скорость сваливания.

  
  

  

  Рис. 4-32. Силы, действующие наЛАво время выхода из пикирования.

  
  

  Скорость сваливания ЛА во время выполнения гори­ зонтального поворота выше, чем при установившемся прямолинейном полёте (рис. 4-33). Центробежная сила увеличивает вес ЛА, и крыло должно создавать значительную дополнительную подъёмную силу, чтобы уравновесить нагрузку, вызванную сочетанием центробежной силы и веса. В свою очередь, необхо­ димая дополнительная подъёмная сила создаётся от­ клонением назад тяги руля высоты. Это увеличивает УА крыла, и, следовательно, его подъёмную силу. При увеличении угла крена УА также должен увеличиться, чтобы противодействовать нагрузке, вызванной цен­ тробежной силой. Но если в какой-либо момент УА пре­ высит критический, ЛА войдёт в режим сваливания на крыло.

  
  

  1		11				111	1	1		1
  	" 1 j ! !		i	!		i'	:		1	j
  : 1 1 / 11 1/ : н--'-++-t-гh-+н-++++++++1+++-++1++-t-п-t+t-+-t-k-t-'-'-t-+'-t н+lн+++-iн++-r--'--1-+'+чl -'-t-++',t€ ii/o !вaЬoi :t,,J;h1/1-f-j+-t1-'--I-t,/+-,-ll-''-'-i i 1 , 1 1 Vщ I J t+Н,+н--Нl+н-+1н-l-н+l'1-н:-,,н.-1: 1 -н_,{'-нu'н-;;-.н,"vf.,,, ,,-;:.r+:т--t-а: ,r-i 1 , у-т

  • 1 I

  l 100.

  

  1 90

  
  

  13

  

  12

  11 :§

  

  10 :s:

  9i "'

  

  в

  а,

  с,_

  а,

  60

  7

  ,i:.: .

  1 80 -

  6

  :,:

  

  "' а,

  

  

  

  5

  � 40

  =:sr:

  :s:

  J! 20

  4 -е-

  

  

  3

  2

  
  

  Рис. 4-34. Обледенение во время полёта.

  0оlL· .:lJJ..!!!!!!!!: =±_,,,,,,. ==::±:::I=-_J ..J  J--J 1

  1о· 20· за· 40· so· 50· 10· во· 90"

  Угол крена

  Рис. 4-33. Увеличение скорости сваливания и коэффициент перегрузки.

  Теперь перейдём к рассмотрению того, как ведёт себя ЛА в режиме сваливания. Чтобы уравновесить ЛА аэродинамически, ЦД должен располагаться позади ЦТ. Хотя это неизбежно делает ЛА перетяжелённым на нос, снос потока с горизонтального стабилизатора пре­ пятствует стремлению ЛА к опусканию носа. В момент сваливания на крыло, когда действующая вверх подъ­ ёмная сила крыла и действующая вниз хвостовая сила исчезают, ЛА выходит из равновесного состояния. В результате ЛА резко опускает нос, поворачиваясь во­ круг своего ЦТ. ЛА входит в состояние пикирования, УА уменьшается, а воздушная скорость снова возрастает. Воздушный поток снова начинает плавно обтекать крыло, возникает подъёмная сила, и ЛА возвращается в полётный режим. В ходе этого цикла может произойти значительная потеря высоты.

  В ходе обсуждения процесса сваливания на крыло необходимо упомянуть о форме аэродинамической поверхности и о факторах, которые могут привести к потере этой формы. Например, если позволить льду, снегу и инею скапливаться на поверхности ЛА, плав­ ное обтекание крыла воздушным потоком будет нару­ шено. В результате граничный слой может отделиться от аэродинамической поверхности при УА ниже, чем критический. Подъёмная сила резко снижается, ухуд­ шая лётно-технические характеристики ЛА. Если по­ зволить льду скапливаться на поверхности ЛА во время полёта (рис. 4-34), вес ЛА будет расти, в то время как его способность создавать подъёмную силу снизится. Слой льда толщиной всего 0,8 мм на верхней поверхности крыла увеличивает лобовое сопротивление и умень­ шает подъёмную силу ЛА на 25%.

  Обледенение может произойти в любое время года, в любой точке земного шара, на высотах до 5,5 км, а ино­ гда и выше. Малые ЛА, включая самолёты местных ави­ алиний, наиболее уязвимы для обледенения, поскольку они летают на меньших высотах, где обледенение

  
  

  происходит более часто. У них также отсутствуют обычные для реактивных самолётов средства, предот­ вращающие намерзание льда путём нагрева переднего края крыльев.

  Обледенение может произойти при полёте среди об­ лаков, когда температура опускается ниже точки замер­ зания. Переохлаждённые капли воды скапливаются на поверхности ЛА и замерзают. (Переохлаждённые капли воды сохраняют жидкое состояние даже при температуре ниже О 0С).

  
  

  Основные принципы конструкции воздушного винта

  Воздушный винт ЛА состоит из двух и более лопастей и центральной втулки, к которой эти лопасти прикре­ пляются. Каждая лопасть воздушного винта, в сущ­ ности, является вращающимся крылом. Благодаря своей конструкции, лопасти воздушного винта пред­ ставляют собой аэродинамические поверхности и соз­ дают силу тяги, которая тянет (или толкает) ЛА вперёд. Двигатель обеспечивает мощность, необходимую для вращения лопастей несущего винта с высокой скоростью, а винт превращает вращательную энер­ гию двигателя в поступательную.

  Поперечное сечение типичного воздушного винта показано на рис. 4-35. Как видно, оно очень напоминает сечение крыла ЛА. Одна поверхность лопасти выпу­ клая или изогнутая (аналогично верхней поверхности крыла ЛА), в то время как другая поверхность плоская (как нижняя поверхность крыла). Линия хорды - это воображаемая прямая, проведённая через лопасть от её передней кромки к задней. Как и у крыла, передняя кромка лопасти - это её толстый край, который при­ нимает на себя поток воздуха при вращении воздуш­ ного винта.

  Угол установки лопасти - это угол (в градусах) меж;ду хордой лопасти и плоскостью вращения, из­ меряемый в определённой точке на поверхности лопасти (рис. 4-36). Поскольку в большинстве случаев воздушный винт имеет плоское «брюшко» лопастей,

  Глава 4. Аэродинамика полёта

  

  
  

  

  
  

  Рис. 4-35. Аэродинамическая поверхность лопасти воздушного винта.

  линия хорды часто проводится вдоль нижней стороны лопастей. Шаг винта и угол установки лопасти - разные величины, но поскольку шаг, главным образом, опре­ деляется углом установки лопасти, они часто заменяют друг друга. Увеличение или уменьшение одной вели­ чины обычно связывают с увеличением или уменьше­ нием другой.

  Шаг винта измеряется в единицах расстояния (ме­ трах). Воздушный винт, помеченный как «1,8-1,3», имеет диаметр 1,8 м и эффективный шаг 1,3 м. Шаг винта - это расстояние, пройденное поступательно винтом за один полный оборот без проскальзывания.

  При определении характеристик воздушного винта с неизменяемым шагом для нового ЛА производитель обычно устанавливает такой шаг, который бы позво­ лил винту эффективно работать на предполагаемой крейсерской скорости. Любой воздушный винт с не­ изменяемым шагом представляет собой компромисс, поскольку может быть эффективным только при определённом сочетании воздушной скорости и угло­ вой скорости винта (измеряется в оборотах в минуту, об/мин). Во время полёта пилот не имеет возможности изменить это сочетание.

  Когда ЛА находится в состоянии покоя на земле (с включённым двигателем) или начинает разбег перед взлётом, коэффициент полезного действия (кпд) воз­ душного винта очень низок, поскольку винт не может передвигаться с достаточной скоростью, позволяющей его лопастям достичь максимального кпд. В такой си­ туации каждая из лопастей воздушного винта повора­ чивается в воздухе под УА, который обеспечивает срав­ нительно небольшую тягу (относительно мощности, затраченной на её вращение).

  Чтобы понять принцип действия воздушного винта, вначале рассмотрим его движение, которое является одновременно вращательным и поступательным. В случае, показанном на рис. 4-36, лопасть винта дви­ жется вниз и вперёд. Угол, под которым воздух (набе­ гающий поток) встречается с лопастью винта, является её УА. Происходит отклонение потока, которое создаёт

  
  

  

  Тяга

  г    ?'/

  Линия хорды/

  
  

  Набегающий поток

  Рис. 4-36. Угол лопасти воздушного винта.

  
  

  динамическое давление на поверхность лопасти, обра­ щённую к двигателю. Поскольку это давление больше, чем атмосферное, возникает тяга.

  Тяга также возникает благодаря форме лопасти, по­ тому что лопасть, подобно крылу, имеет изогнутую поверхность. Когда воздух обтекает винт, давление на одной его стороне меньше, чем на другой. Как и в слу­ чае крыла, возникающая противодействующая сила направлена в сторону области с меньшим давлением. Воздушный поток над крылом создаёт меньшее давле­ ние, поэтому сила (подъёмная сила) направлена вверх. В случае воздушного винта, который устанавливается не в горизонтальной, а в вертикальной плоскости, об­ ласть сниженного давления находится перед винтом, и сила (тяга) направлена вперёд. Аэродинамически тяга зависит от конфигурации воздушного винта и УА его лопастей.

  Тягу также можно связать с массой воздуха, отбра­ сываемого воздушным винтом. В этом смысле, тяга равна массе отбрасываемого воздуха, умноженной на разность между скоростью спутной струи и скоростью ЛА. Энергия, израсходованная на создание тяги, зави­ сит от интенсивности движения воздушной массы. В среднем, тяга составляет примерно 80% от крутящего момента (общей мощности, поглощённой воздушным винтом). Остальные 20% уходят на потери от трения и скольжения. При любой скорости вращения мощность, поглощённая воздушным винтом, уравновешивает мощность, произведённую двигателем. Для любого однократного поворота воздушного винта количество отброшенного воздуха зависит от угла установки лопа­ сти, который определяет, насколько большой «кусок» воздуха «откусывает» винт. Поэтому угол установки ло­ пасти - это превосходный способ управлять нагрузкой на воздушный винт и угловой скоростью двигателя.

  Угол установки лопасти также является средством управления углом атаки воздушного винта. Угол уста­ новки лопастей на воздушных винтах постоянной

  
  

  91

  
  

  скорости необходимо делать таким, чтобы обеспечить наиболее эффективный УА на всех скоростных режи­ мах двигателя и ЛА. Кривые разницы между подъём­ ной силой и лобовым сопротивлением, построенные для различных воздушных винтов, показывают, что самый эффективный УА - очень малый, лежащий в диапазоне от +2° до +4°. Фактический угол уста­ новки лопасти, необходимый для сохранения столь малого УА, варьируется в зависимости от поступа­ тельной скорости ЛА.

  Воздушные винты с неизменяемым шагом и пере­ ставляемыми на земле лопастями конструируются для максимального кпд на единственном сочетании угло­ вой и поступательной скоростей. Иначе говоря, они проектируются для определённого ЛА с определённым двигателем. Установленный на ЛА воздушный винт должен обеспечивать максимальный кпд в режимах взлёта, набора высоты, крейсерского и скоростного по­ лёта. Любое изменение лётно-технических характери­ стик ЛА приводит к снижению кпд воздушного винта и двигателя. Поскольку кпд любого устройства - это отношение полезной работы к затраченной на её вы­ полнение энергии, кпд воздушного винта - это отно­ шение полезной мощности (мощности тяги) к общей мощности двигателя. Кпд воздушного винта лежит в пределах от 50 до 87%, в зависимости от величины его скольжения.

  Скольжение воздушного винта - это разница между геометрическим шагом винта и его эффективным ша­ гом (рис. 4-37). Геометрический шаг - теоретическое расстояние, которое воздушный винт должен пройти в своём поступательном движении за один оборот; эф­ фективный шаг - расстояние, которое он проходит на самом деле. Таким образом, геометрический (или теоретический) шаг воздушного винта не учитывает скольжение, в отличие от эффективного шага.

  
  

  

  Рис. 4-37. Скольжение воздушного винта.

  
  

  Почему лопасти воздушного винта «скручены»? Дело в том, что внешняя область лопасти, как и внешняя часть любого объекта, вращающегося вокруг цен­ тральной точки, движется быстрее, чем область, на­ ходящаяся возле втулки (рис. 4-38). Если бы геометри­ ческий шаг лопасти был неизменным по всей её длине,

  •

  
  

  

  Рис. 4-38. Оконечности воздушного винта вращаются быстрее, чем втулка.

  
  

  область возле втулки имела бы негативный УА, в то время как на её внешнем конце происходил бы срыв по­ тока. Изгиб лопасти (или изменение её геометриче­ ского шага) позволяет воздушному винту в режиме крейсерской скорости работать с относительно не­ изменным УА по всей своей длине. Лопасти воздуш­ ного винта изогнуты, чтобы угол установки лопасти менялся по длине лопасти пропорционально скоро­ сти вращения, сохраняя постоянным тягу на всех участках винта.

  Обычно максимальный кпд обеспечивается углом установки лопасти, лежащим в пределах от 1° до 4°, но в полёте УА воздушного винта с неизменяемым шагом обычно варьируется в пределах от 0° до 15°. Эти вари­ ации связаны с изменениями в относительном воз­ душном потоке, причиной которых, в свою очередь, являются изменения воздушной скорости ЛА. Таким образом, УА воздушного винта является результатом двух движений: вращения винта вокруг своей оси и его поступательного движения вперёд.

  Воздушный винт постоянной скорости автоматически поддерживает угол установки лопастей таким образом, чтобы обеспечивать максимальный кпд для большинства условий полёта. Во время взлёта, когда необходимы максимальная мощность и тяга, воздушный винт постоянной скорости работает с малыми значениями угла установки лопасти и шага. Малый угол установки лопасти обеспечивает малый УА и эффективную работу воздушного винта. В то

  
  

  же время он позволяет винту отбрасывать меньшую массу воздуха при каждом обороте. Уменьшение нагрузки повышает скорость вращения двигателя и даёт ему возможность преобразовывать в тепловую энергию максимальное количество топлива в единицу времени. Высокие обороты двигателя также создают максимальную тягу, потому что, хотя масса воздуха, отбрасываемая при каждом обороте винта, невелика, угловая скорость и скорость спутной струи достаточно высоки, и при малой скорости ЛА возникает максимальная тяга.

  После отрыва от земли, когда скорость ЛА возрастает, воздушный винт постоянной скорости автоматиче­ ски увеличивает значения угла (и шага). И опять, воз­ росший угол установки лопасти сохраняет УА малым и делает работу винта эффективной. Более высокий угол установки лопасти увеличивает отбрасываемую винтом при каждом повороте массу воздуха. При этом обороты двигателя снижаются, уменьшая расход то­ плива и износ двигателя, в то время как тяга сохра­ няется максимальной.

  После отрыва от земли, в фазе набора высоты, пи­

  лот снижает выходную мощность двигателя: вначале он уменьшает давление наддува, а потом увеличи­ вает угол установки лопасти, тем самым уменьшая обороты двигателя.

  На крейсерской высоте (когда ЛА движется в ре­ жиме горизонтального полёта, для которого требу­ ется меньшая мощность, чем для отрыва от земли и набора высоты) пилот опять снижает выходную мощ­ ность двигателя, уменьшая давления наддува, а затем увеличивая угол установки лопасти. Это снова приво­ дит крутящий момент в соответствие со сниженной мощностью двигателя. Хотя масса отбрасываемого воздушным винтом при каждом обороте воздуха уве­ личивается, это полностью компенсируется сниже­ нием скорости спутной струи и увеличением воздуш­ ной скорости. УА по-прежнему мал, поскольку угол установки лопасти при увеличении воздушной скоро­ сти тоже вырос.

  
  

  Крутящий момент и Р-фактор

  С точки зрения пилота, крутящий момент (стремление ЛА к левому повороту) состоит из четырёх элементов, которые вызывают или создают изгибающее или вра­ щающее движение вокруг по меньшей мере одной из трёх осей ЛА. Эти четыре элемента:

  1. реактивный момент двигателя и воздушного винта;

  2. спиральный эффект спутной струи;

  3. гироскопическое действие воздушного винта;

  4. асимметричная нагрузка на воздушный винт (Р-фактор).

  
  

  Противодействие

  
  

  

  
  

  Рис. 4-39. Реактивный момент.

  
  

  Реактивный момент

  
  

  Возникновение реактивного момента связано с Третьим законом Ньютона - каждое действие вызы­ вает равное и противонаправленное противодействие. В применении к ЛА это означает, что, в то время как внутренние части двигателя и воздушный винт вра­ щаются в одном направлении, равная по величине сила пытается повернуть ЛА в противоположном на­ правлении (рис. 4-39).

  Когда ЛА находится в воздухе, эта сила действует вдоль продольной оси, стремясь накренить ЛА. В прошлом, чтобы уравновесить стремление к крену, некоторые са­ молёты конструировали таким образом, чтобы крыло, на которое оказывается большее давление вниз, созда­ вало большую подъёмную силу. В современных ЛА в конструкции двигателя предусматриваются элементы, противодействующие эффекту крутящего момента.

  ЗАМЕЧАНИЕ. Большинство двигателей для самолётов американского производства вращают воздушный винт по часовой стрелке, если смотреть со стороны кресла пилота. Европейские двигатели (в том числе и россий­ ские) в большинстве своём вращают винт против часо­ вой стрелки. С несущими винтами вертолётов всё наобо­ рот. В американских вертолётах винт вращается против часовой стрелки, в европейских - по часовой. В выше­ приведенных рассуждениях рассматривается двигатель, вращающий воздушный винт по часовой стрелке.

  Обычно при проектировании ЛА изначально предус­ матриваются факторы, которые полностью уравнове­ шивают кренящую силу на крейсерской скорости, по­ скольку большую часть времени ЛА двигается именно на этой скорости. Однако триммеры элерона препят­ ствуют такому уравновешиванию в других скорост­ ных режимах.

  Когда во время разбега при взлёте шасси ЛА ещё дви­ жутся по земле, реактивный момент вызывает добавоч­ ное вращение ЛА вокруг вертикальной оси. Реактивный момент создаёт силу, которая давит на левую сторону ЛА, стремясь опустить её. Поэтому на левую стойку шасси приходится больший вес, чем на правую. В результате

  левое колесо испытывает большее наземное трение (или сопротивление), чем правое, что вызывает дополнитель­ ное стремление к повороту влево. Величина этого мо­ мента зависит от многих переменных. Вот некото­ рые из них:

  1. размер и мощность двигателя;

  2. размер и угловая скорость воздушного винта;

  3. размер самого ЛА;

  4. состояние поверхности земли.

  Этот момент рыскания во время разбега при взлёте должен гаситься путевой балансировкой или пилотом (с помощью руля направления).

  
  

  Спиральный эффект

  Высокоскоростное вращение воздушного винта при­

  
  

  Гироскопическое действие

  
  

  Перед тем, как говорить о гироскопическом действии воздушного винта, необходимо рассмотреть общий принцип гироскопа. Практическое применение ги­ роскопа основано на двух фундаментальных особен­ ностях гироскопического действия: неизменность пространственного положения и прецессия. Нас инте­ ресует, прежде всего, прецессия.

  Прецессия - это явление, при котором ось враща­ ющегося воздушного винта отклоняется, когда к его втулке приложена отклоняющая сила. Как видно на рис. 4-41, когда эта сила приложена, результирующее воздействие направлено под прямым углом вперед и в направлении вращения.

  даёт спутной струе спиральное (винтовое, штопорное) вращение. При высокой угловой скорости воздушного винта и низкой поступательной скорости (например, во время взлёта или сваливания при большом УА), за­ кручивающийся спиралью воздушный поток бывает очень плотным и может вызвать значительное боко­ вое усилие, приложенное к вертикальному хвостовому оперению ЛА (рис. 4-40).

  
  

  

  Приложеннаясила

  
  

  Эффективная сила

  
  

  

  Результирующаясила (90")

  

  

  Рис. 4-41. Гироскопическая прецессия.

  
  

  
  

  Рис. 4-40. Спиральный эффект.

  
  

  Рыскание

  Вращающийся воздушный винт самолёта представ­ ляет собой очень хороший гироскоп и поэтому подвер­ жен этому явлению. Если приложить к воздушному винту силу, стремящуюся отклонить его от плоскости враще­ ния, результирующая сила будет направлена под пря­ мым углом вперед и в направлении вращения, создавая моменты тангажа или рыскания, либо сочетание обоих моментов (в зависимости от точки приложения силы).

  
  

  Ударяя в вертикальное хвостовое оперение ЛА, закру­ чивающаяся спутная струя вызывает момент вращения, стремящийся повернуть ЛА вокруг вертикальной оси. Чем больше плотность спирали, тем значительнее эта сила. Однако при увеличении поступательной скорости спираль удлиняется, и сила её воздействия уменьшается. Спиральная спутная струя также создаёт кренящий мо­ мент, поворачивающий ЛА вокруг продольной оси.

  Обратите внимание, что кренящий момент, создавае­ мый спиральной воздушной струёй, направлен вправо, в то время как реактивный кренящий момент - влево, и фактически эти моменты уравновешивают друг друга. Но эти силы существенно различаются по величине, и пилот обязан постоянно предпринимать надлежащие меры, чтобы корректировать ситуацию. Необходимо противодействовать этим силам вне зависимости от того, какая из них преобладает в данный момент.

  
  

  

  Рис. 4-42. Поднятый хвост создаёт гироскопическую прецессию.

  
  

  Считается, что эта разновидность крутящего эффекта в большей степени присуща ЛА с хвостовым колесом и чаще всего возникает во время разбега при взлёте (когда хвост ЛА приподнят) (рис. 4-42). Такое изменение в по­ ложении по тангажу вызывает те же последствия, что и приложение силы к верхней части плоскости вращения

  воздушного винта. Результирующая сила, направленная под прямым углом вперед, вызывает момент рыскания, стремясь повернуть ЛА влево вокруг вертикальной оси. Величина момента зависит от нескольких переменных, одной из которой является быстрота подъёма хвоста ЛА (величина приложенной к нему силы). Прецессия, или гироскопическое действие, возникает, когда сила при­ ложена к любой точке втулки на плоскости вращения воздушного винта. Результирующая сила по-прежнему направлена от точки приложения в направлении враще­ ния. В зависимости от того, куда приложена сила, может начаться рыскание влево или вправо, тангаж вверх или вниз, либо сочетание рыскания и тангажа.

  движущаяся назад (в одном направлении с воздушным потоком). Таким образом, лопасть, движущаяся против воздушного потока, создаёт большую подъёмную силу (или тягу), и центр тяги перемещается по направлению к этой лопасти. Теперь представим себе установленный вертикально вал воздушного винта, вращающийся под малым углом к воздушному потоку (как у самолёта). В этом случае неуравновешенная тяга начинает посте­ пенно падать и продолжает уменьшаться до тех пор, пока не станет равной нулю (в момент, когда вал воз­ душного винта будет расположен точно по горизонтали относительно воздушного потока).

  
  

  Асимметричная нагрузка (Р-фактор)

  При полёте с высоким УА движущаяся вниз лопасть

  «откусывает» больший «кусок» окружающего воздуха, чем движущаяся вверх. Это сдвигает центр тяги вправо по площади, ометаемой воздушным винтом, вызывая момент рыскания, направленный влево вокруг верти­ кальной оси. Доказательство существования такого явления достаточно сложное, поскольку оно включает в себя решение геометрических задач сложения векто­ ров сил, действующих на каждую лопасть, с учётом УА

  
  

  

  

  

  Нагрузка на движущуюся вверх лопасть

  Нагрузкана движущуюся вверх лопасть

  Нагрузка на движущуюся вниз лопасть

  
  

  Нагрузкана движущуюся вниз лопасть

  каждой лопасти и УА летательного аппарата.

  Эта асимметричная нагрузка вызывается равно­ действующей скоростью, которая складывается из скорости движения лопасти воздушного винта вдоль плоскости его вращения и скорости воздуха, прохо­ дящего горизонтально сквозь диск воздушного винта. Если ЛА движется с положительным УА, правая, если смотреть сзади, или опускающаяся, лопасть проходит через область воздуха, движущегося со скоростью, ко­ торая больше, чем скорость левой (поднимающейся) лопасти. Поскольку лопасть пропеллера представляет собой аэродинамическую поверхность, увеличение её скорости приводит к увеличению подъёмной силы. Опускающаяся лопасть создаёт большую подъёмную силу и стремится повернуть нос ЛА влево.

  При полёте с высоким УА движущаяся вниз лопасть имеет большую равнодействующую скорость и создаёт большую подъёмную силу, чем лопасть, движущаяся вверх (рис. 4-43). Это легче представить, если допу­ стить, что вал воздушного винта установлен перпен­ дикулярно земле (как у вертолёта). Если исключить любое движение воздуха, помимо того, что создаётся самим воздушным винтом, одинаковые области каж­ дой лопасти будут иметь одну и ту же воздушную ско­ рость. Когда воздух движется горизонтально сквозь установленный вертикально воздушный винт, дви­ жущаяся вперёд (против воздушного потока) лопасть имеет большую воздушную скорость, чем лопасть,

    Малый уголатаки   Большой угол атаки  

  
  

  Рис. 4-43. Асимметричная нагрузка навоздушный винт (Р-фактор).

  
  

  Воздействие каждой из четырёх составляющих крутя­ щего момента меняется при изменении полётной ситу­ ации. В какой-либо фазе полёта одна из составляющих оказывает большее влияние, чем другая, в другой фазе - наоборот. Соотношение этих сил зависит от лётно-тех­ нических характеристик каждого ЛА - его планера, двигателя, конфигурации воздушного винта, а также от других параметров. Для того, чтобы сохранить контроль над ЛА в любых полётных условиях, пилот должен над­ лежащим образом использовать органы управления по­ летом, уравновешивая изменяющиеся силы.

  
  

  Коэффициент перегрузки

  В аэродинамике коэффициентом перегрузки назы­ вается отношение максимальной нагрузки, которую способен выдержать ЛА, к его полному полётному весу. Коэффициент перегрузки выражается числом, кратным g (ускорению свободного падения). g пред­ ставляет собой единицу силы, равную силе тяготения, приложенной к телу в состоянии покоя. Любая сила, стремящаяся отклонить ЛА от прямой траектории по­ лёта, создает нагрузку на его конструкцию. Максимум этой нагрузки и определяется коэффициентом пере­ грузки. Хотя прохождение курса аэродинамики не

  является обязательным условием получения лётного свидетельства, компетентный пилот должен хорошо понимать, какие силы действуют на ЛА, как использо­ вать эти силы в процессе полёта и какие операционные ограничения имеет ЛА.

  Например, коэффициент перегрузки, равный 3, оз­ начает, что полная нагрузка на конструкцию ЛА в три раза больше его полного полётного веса. Поскольку ко­ эффициент перегрузки выражается в g, можно сказать, что он равен Зg.

  Если на выходе из пикирования коэффициент пере­ грузки равен Зg, это означает, что пилот вдавлива­ ется в кресло с силой, в 3 раза превышающей его вес. Поскольку современные ЛА рассчитаны на достаточно

  высокую воздушную скорость, их коэффициент пере­ грузки бывает высоким, и перегрузка становится важ­ ным фактором при проектировании конструкции ЛА.

  Конструкция любого ЛА способна выдерживать на­ грузку лишь до определённого предела. Поэтому пи­ лоту крайне важно знать коэффициент перегрузки эксплуатируемого им ЛА. Значимость коэффициента перегрузки связана с двумя причинами:

  1. пилот имеет возможность создать опасную пере­ грузку конструкции ЛА;

  2. Рост коэффициента перегрузки увеличивает ско­ рость сваливания на крыло, делая сваливание воз­ можным при относительно безопасной воздушной скорости.

  
  

  Учёт коэффициента перегрузки при проектировании ЛА

  
  

  Ответ на вопрос «насколько прочным должен быть ЛА?» зависит, главным образом, от области применения этого ЛА. Вопрос крайне непростой, поскольку макси­ мально возможные нагрузки значительно превышают допустимые для любой эффективной конструкции ЛА. Чрезмерную нагрузку на конструкцию ЛА могут вы­ звать, например, жёсткая посадка или слишком резкий выход из пикирования. В то же время такие нагрузки могут оказаться вполне допустимыми, если конструк­ ция ЛА рассчитана на быстрый взлёт, медленную по­ садку и значительный полезный груз.

  В этом смысле становится важной задачей опреде­ лить наибольшее значение коэффициента перегрузки, допустимое при штатной эксплуатации ЛА в различ­ ных полётных ситуациях. Эта величина называется коэффициентом максимальной эксплуатационной

  допустимым, если в этом случае некоторые части ЛА потеряют первоначальную форму, а конструкция под­ вергнется не слишком существенным повреждениям.

  Коэффициент перегрузки в 1,5 КМЭП называется

  «коэффициентом запаса прочности». Такой запас проч­ ности обеспечивает (до некоторой степени) устойчи­ вость ЛА к нагрузкам выше тех, которые ожидаются при штатной эксплуатации. Сказанное не означает, что пилот может сознательно и на постоянной основе за­ действовать запас прочности во время полёта. Скорее, этот запас предусмотрен для сохранения целостности ЛА в непредусмотренных полётных ситуациях.

  Приведённые выше соображения справедливы для любых условий нагрузки, будь то порывы ветра, манев­ рирование или приземление. Принятые сегодня пара­ метры устойчивости ЛА к перегрузке от порывов ветра, по своей сути, не меняются в течение многих десяти­ летий. Сотни тысяч эксплуатационных часов доказали, что они обеспечивают необходимую безопасность. Поскольку пилот не имеет практической возможности контролировать перегрузку от порывов ветра (за ис­ ключением снижения скорости ЛА при входе в область турбулентности), требования к устойчивости к этому виду перегрузки примерно одинаковы для большин­ ства ЛА общего назначения, вне зависимости от обла­ сти их применения. В целом, коэффициент перегрузки от порыва ветра является определяющим при проекти­ ровании ЛА, не предназначенных для спортивно-пило­ тажного использования.

  Совершенно иной является ситуация с так называе­ мым «коэффициентом эксплуатационной перегрузки». При обсуждении этой темы необходимо остановиться на: (1) ЛА, спроектированных в соответствии с систе­ мой категорий (т.е. обычных, универсальных, спор­ тивно-пилотажных) и (2) старых ЛА, спроектирован­ ных ещё до введения этой системы.

  ЛА, спроектированные в соответствии с системой категорий, легко идентифицируются маркировкой в кабине пилотов, которая указывает на эксплуатаци­ онную категорию (или категории) конкретного ЛА. Максимальный безопасный коэффициент перегрузки (коэффициент максимальной эксплуатационной пере­ грузки) для различных категорий ЛА имеет следующие значения:

  
  

  

  Категория кмэп

  

  Обычные1 ОТ 3,8 ДО -1,52

  

  перегрузки (КМЭП). ЛА должен выдерживать такую перегрузку без каких-либо структурных поврежде­

  Универсальные (умеренный пилотаж,

  

  включая штопор)

  от 4,4до -1,76

  ний. Хотя обычно предполагается, что конструкция ЛА должна сохранять эксплуатационные качества при пе­ регрузках, превышающих КМЭП в 1,5 раза, считается

  Спортивно-пилотажные от 6,0 до -3,0

  

  1Дnя ЛА с полным полётным весом более 1,8 т КМЭП снижен. К указанным выше значен11ям прибавляется коэффициент запаса прочности, увеличивающий их в 1,5 раза.

  
  

  

  
  

  С увеличением сложности разрешённых манёвров растёт и коэффициент перегрузки. Смысл введения системы категорий заключается в обеспечении мак­ симально эффективной эксплуатации ЛА. Если ЛА предназначен исключительно для обычных задач, необходимый коэффициент перегрузки (а значит, и вес ЛА) меньше, чем в том случае, если он выполняет тренировочные или спортивно-пилотажные задачи, поскольку они предполагают более высокую нагрузку при маневре.

  ЛА, не имеющий маркировки категории, скорее всего, проектировался на основе более ранних инже­ нерных стандартов, которые не предполагали кон­ кретных эксплуатационных ограничений. Такие ЛА (с полным полётным весом до 1,8 т) по допустимым перегрузкам сравнимы с современными универсаль­ ными ЛА и могут эксплуатироваться в тех же условиях. Если полный полётный вес такого ЛА превышает 1,8 т, коэффициент перегрузки снижается. Такие ЛА счита­ ются сравнимыми по прочности с современными обыч­ ными ЛА и могут эксплуатироваться в тех же условиях, что они.

  
  

  Перегрузка при глубоком вираже

  
  

  При координированном повороте на постоянной высоте коэффициент перегрузки любого ЛА опре­

  
  

  

  

  

  1 il 1

  7 1 ' 1 1

  1

  1 1

  1 11,

  1

  , 11

  6 h1+-----t1++--i11_·t-+-"---1++++1г++l-t-Н..,..1++++++++++++-!1Н--++-11---Н-г

  1

  1

  5 н--1-:-++i-h-l-t+I +-t-н-t-t+t+-1-t+++-lн+++-t-Н-++++-t-+t-t+t

  4 н--1 1 ,-Н-

  -t -t-Н

  1l-++ 1 i +-t-н-t-Н-t+-1-h-+t-iн+++-t-Н-t++-Нl+t-t+t

  +

  3 н-+---+. ++-,1 1++

  11 1

  -+ ч-lг+t+r+-n-+++-+-1++++-t-Н-t+fl,,г+t-t+t+

  ,

  11·

  i

  /

  2 1-Н-+-'-++-г+t-t+I +-t-н-t-++t+-1-+1+-r'lt+t+,.+,7"f-г+t-Н-н-1-Н-+

  11

  1

  1

  1 , , 1, ,

  1 1

  ; i

  r , 1

  l-!-

  1

  
  

  1

  60'

  80' 90'

  +-11

  
  

  +-I

  
  

  +-1

  
  

  -l--i

  
  

  +Н

  1

  Угол крена

  Рис. 4-45. Зависимость коэффициента перегрузки от угла крена.

  
  

  крыло должно быть в состоянии создать подъёмную силу, соответствующую этой нагрузке.

  Обратите внимание на то, насколько круто поднима­ ется вверх кривая коэффициента перегрузки при угле крена, приближающемся к 90°. Этой точки она достиг­ нуть не может, потому что при крене 90° поворот на по­ стоянной высоте математически невозможен. ЛА можно накренить на 90°, но не во время координированного поворота. ЛА, который может выполнить поворот со скольжением на крыло при крене 90°, способен на пря­

  

  i

  11

  деляется двумя силами: центробежной и силой тяжести (рис. 4-44). Для любого выбранного угла крена угловая скорость поворота меняется в зависимости от воздушной скорости - чем выше воздушная, тем ниже угловая скорости. Это уравновешивает дополнитель­ ную центробежную силу, позволяя коэффициенту пе­ регрузки оставаться неизменным.

  с3

  Рис. 4-44. Во время поворота перегрузку вызывают две силы.

  
  

  Рис. 4-45 указывает на важный факт - после того, как угол крена достигает 45-50°, коэффициент перегрузки

  начинает очень быстро расти. Для любого ЛА при угле крена 60° коэффициент перегрузки равен 2g. При 80° он равен 5,76g. Для сохранения первоначальной высоты

  молинейный полёт с таким креном. При угле крена более 80° коэффициент перегрузки превышает 6g - предельный коэффициент перегрузки для спортивно­ пилотажных ЛА.

  При выполнении координированного поворота на постоянной высоте максимальный угол крена для ЛА общего назначения не должен превышать 60°. Этот угол крена и обеспечивающий его режим работы двигателя определяют предел безопасности для ЛА такого типа. Дополнительный крен в 10° увеличивает коэффициент перегрузки приблизительно на lg, приближая его к фи­ зическому пределу возможной нагрузки для ЛА такого типа (рис. 4-46).

  
  

  Коэффициент перегрузки и скорость сваливания

  
  

  Любой ЛА, в пределах возможностей его конструкции, может войти в режим сваливания на любой скорости. При достижении достаточно высокого УА гладкий воз­ душный поток, обтекающий аэродинамическую по­ верхность, нарушается и разделяется, вызывая резкое изменение полётных условий и внезапное падение подъёмной силы, которое, в свою очередь, приводит к сваливанию на крыло.

  Изучение этого явления показало, что скорость сваливания любого ЛА прямо пропорциональна

  квадратному корню из коэффициента перегрузки. Это означает, что ЛА с нормальной установившейся скоро­ стью сваливания 100 км/ч может войти в режим сва­

  ливания на скорости 200 км/ч, если его коэффициент перегрузки достиг 4g. Если бы этот ЛА мог выдержать коэффициент перегрузки 9g, он мог бы войти в режим сваливания на 300 км/ч. Пилот должен знать, что:

• случайное сваливание ЛА из-за увеличения коэф­ фициента перегрузки (например, в крутом вираже или штопоре) может быть чрезвычайно опасно;

• когда ЛА намеренно входит в режим сваливания на скорости, превышающую расчётную скорость ма­ неврирования, его коэффициент перегрузки очень сильно возрастает.

  На рис. 4-45 и 4-46 видно, что на крутом вираже при крене, превышающем 72°, коэффициент перегрузки ра­ вен Зg, а скорость сваливания значительно увеличива­ ется. Если такой поворот совершает ЛА с нормальной установившейся скоростью сваливания 85 км/ч, для предотвращения сваливания его воздушная скорость должна быть больше 140 км/ч. Аналогичный эффект возникает при резком переходе на кабрирование или любом маневре, увеличивающий коэффициент пере­ грузки выше lg. Такая внезапная и неожиданная по­ теря управления, особенно на крутом вираже или при резком взятии на себя тяги руля высоты в непо­ средственной близости от земли, привела к множе­ ству катастроф.

  Поскольку при удвоении скорости сваливания коэф­ фициент перегрузки увеличивается в 4 раза, переход в

  режим сваливания на относительно высоких воздушных скоростях может привести к огромным нагрузкам на конструкцию ЛА.

  В настоящее время для каждой новой модели ЛА в обязательном порядке определяется максимальная скорость, на которой он может безопасно войти в ре­ жим сваливания. Эта скорость называется расчётной скоростью маневрирования (обозначается VA). Для более старых ЛА общего назначения эта скорость при­ мерно в 1,7 раз больше нормальной скорости свалива­ ния. Таким образом, ЛА старого образца, нормально входящий в режим сваливания на 100 км/ч, не следует переводить в этот режим на скорости более 170 км/ч (100 км/ч х 1,7 = 170 км/ч). ЛА с нормальной скоро­ стью сваливания 100 км/ч, входящий в режим свали­ вания на скорости 170 км/ч, испытывает перегрузку, равную квадрату отношения этих скоростей, или 2,89g

  (1,7 х 1,7 = 2,89g). (Приведённые выше цифры прибли­

  зительны и должны рассматриваться только в качестве ориентировочных. Расчётная скорость маневрирования определяется, исходя из эксплуатационных ограничений конкретного ЛА, полученных от производителя).

  Поскольку плечо и конструкция рычагов в системе управления полётом в различных ЛА варьируется (в не­ которых типах используются «уравновешенные» управ­ ляющие поверхности, в то время как в других - нет), давление, приложенное пилотом к органам управления, не может выступать в качестве показателя коэффици­ ента перегрузки в различных ЛА. В большинстве случаев о величине коэффициента перегрузки опытный пилот

  
  

  
  

  i-----

  1t--

  -+-

  --+-

  -+-

  -t--

  -+---

  +-

  -+--

  t---+

  ---+

  --

  +--t-

  --+

  ---+

  --+-

  -t--

  l/ /

  40 --+-

  --+-

  -1-- .,50

  -+-

  ----1

  5

  
  

  

  0 .,,.о--'--2 з--4'--_,, 5

  .6..._...., .,L.в--'--"-----'---'--во.....-. о...-. о--'2'--о- --'---'---'----'---'---' '

  
  

  Нагрузка(g)

  7 20 40 60 1 1 140 160 180 200 220 240 260

  Ускоренная V,

  
  

  Рис. 4-46. Зависимость скорости сваливания (VJ от коэффициентаперегрузки.

  может судить по тому, насколько сильно его вдавливает в кресло. Коэффициент перегрузки может измеряться с помощью бортового прибора, называемого «акселеро­ метр», но на учебных ЛА в авиации общего назначения он встречается редко. Развитие способности судить о коэффициенте перегрузки по собственным ощущениям крайне важно для пилота. Знание вышеизложенных принципов чрезвычайно важно с точки зрения умения оценивать коэффициент перегрузки.

  Глубокое понимание зависимости коэффициента перегрузки от различных значений угла крена и Vл по­ могает избежать двух наиболее серьёзных видов аварий:

  1. сваливание при крутом вираже или избыточном маневрировании в непосредственной близости от земли;

  2. структурные повреждения при выполнении фигур пилотажа или других резких манёврах, вызванные потерей управления.

  
  

  Коэффициент перегрузки и полётные манёвры

  этого состояния осуществляется путём перемещения тяги руля высоты вперёд, может возникнуть отрица­ тельный коэффициент перегрузки (при котором на крылья действует направленная вниз нагрузка, а пилот чувствует, как поднимается в кресле).

  Во время резкого перехода к кабрированию на вы­ ходе из сваливания коэффициент перегрузки иногда существенно возрастает. Ситуация может ещё усугу­ биться, если резкий переход к кабрированию осущест­ вляется из режима глубокого пикирования (с высокой воздушной скоростью). Резкий подъём носа на высоких скоростях пикирования может привести к возникнове­ нию критической нагрузки на конструкцию ЛА и вы­ звать повторное сваливание с увеличением УА.

  Обобщая, можно сказать, что при восстановлении положения ЛА после сваливания, вызванного пикиро­ ванием на крейсерской скорости или расчетной скоро­ сти маневрирования, с постепенным кабрированием на скорости, в достаточной степени превышающей ско­ рость сваливания, коэффициент перегрузки никогда не должен превышать 2-2,5g. Большая перегрузка мо-

  Критические значения коэффициента перегрузок жет возникнуть, только если восстановление выпол-

  существуют для всех полётных манёвров, за исключением установившегося прямолинейного полёта, при котором коэффициент перегрузки всегда равен lg. Некоторые из маневров, рассмотренные в этом разделе, могут вызывать относительно высокую перегрузку.

  
  

  Повороты

  Увеличение коэффициента перегрузки - характери­ стика всех поворотов с креном. Как отмечалось ранее (раздел «Перегрузка при глубоком вираже»), коэффи­ циент перегрузки начинает оказывать существенное влияние на параметры полёта и увеличивать нагрузку на конструкцию ЛА, когда угол крена превышает 45°.

  КМЭП обычного лёгкого самолёта достигается при угле крена приблизительно 70-75°. Скорость свалива­ ния возрастает примерно в 1,5 раза при угле крена при­ близительно 63°.

  
  

  Сваливание

  Переход к нормальному сваливанию из установивше­ гося прямолинейного полёта или установившегося прямолинейного набора высоты не вызывает роста коэффициента перегрузки выше lg (характерного для установившегося прямолинейного полёта). Во время сваливания, однако, коэффициент перегрузки может снизиться до нуля, что означает полную потерю веса летательным аппаратом. Пилот испытывает ощущение

  «свободного парения в пространстве». Если выход из

  няется, когда нос ЛА направлен вертикально вниз, а также на очень малых высотах (чтобы избежать стол­ кновения с землёй).

  
  

  Штопор

  Устойчивый штопор не отличается от сваливания ни­ чем, кроме вращения. Поэтому к выходу из штопора применимы те же соображения, что и к выходу из сва­ ливания. Поскольку при выходе из штопора нос ЛА обычно существенно ниже, чем это происходит при выходе из сваливания, необходимы более высокая воз­ душная скорость и, как следствие, более высокий фак­ тор перегрузки. Коэффициент перегрузки при правиль­ ном выходе из штопора обычно равен примерно 2,5g.

  Коэффициент перегрузки во время штопора варьи­ руется в зависимости от параметров ЛА, но в большин­ стве случаев он немного превышает lg. Для этого есть две причины:

  1. Воздушная скорость во время штопора очень низка: обычно она не более чем в 4 раза превышает установившуюся скорость сваливания.

  2. Во время штопора ЛА поворачивается, а не вращается.

  
  

  Скоростное сваливание

  
  

  Обычный лёгкий самолёт не рассчитан на выдержи­ вание повторяющихся перегрузок, типичных для скоростного сваливания. Коэффициент перегрузки, необходимый для этих манёвров, создаёт нагрузку

  
  

  на конструкции крыльев и хвостового оперения, что да­ леко не безопасно для большинства лёгких самолётов.‌

  Единственным способом входа в сваливание на воз­ душных скоростях, превышающих нормальные, явля­ ется создание дополнительного коэффициента пере­ грузки, чего можно достичь резким взятием на себя тяги руля высоты. Скорость, в 1,7 раз превышающая скорость сваливания (примерно 190 км/ч для легкого самолёта со скоростью сваливания 110 км/ч), обеспе­

  чивает коэффициент перегрузки Зg. При выполнении

  фигур высшего пилотажа на лёгких самолётах ошибки практически не допустимы. Для иллюстрации того, как быстро коэффициент перегрузки растёт с увеличе­ нием скорости: скоростное сваливание того же лёгкого самолёта на скорости 210 км/ч создаёт коэффициент перегрузки 4g.

  
  

  Боевые развороты и горизонтальные восьмёрки

  «Боевой разворот» - это разворот на предельном ре­ жиме с одновременным набором высоты. Он выпол­ няется из установившегося прямолинейного полёта и представляет собой поворот точно на 180° с выходом в положение без крена с поднятой носовой частью на минимальной управляемой скорости. Во время этого полётного манёвра ЛА входит в крутой разворот с на­ бором высоты и почти сваливается на крыло, чтобы увеличить высоту с одновременным изменением на­ правления движения.

  Манёвр «горизонтальная восьмёрка» носит такое на­ звание, потому что во время этого манёвра продольная ось ЛА описывает фигуру, напоминающую цифру «8», лежащую на боку.

  Точно определить коэффициенты перегрузки, воз­ никающие при выполнении вышеуказанных фигур, достаточно сложно, поскольку обе фигуры включают в себя участки гладкого и пологого пикирования и ка­ брирования. Возникающие коэффициенты перегрузки напрямую зависят от скорости пикирования и угла на­ бора высоты.

  В целом, чем правильнее выполнены эти фигуры, тем меньше возникающие при этом перегрузки. Боевой разворот и горизонтальная восьмёрка, во время выпол­ нения которых коэффициент перегрузки больше 2g, не могут обеспечить сколько-нибудь существенный набор высоты, а если они выполняются на маломощном ЛА,

  может даже произойти потеря высоты.

  Чем более гладким является кабрирование (при умеренном коэффициенте перегрузки), тем большую высоту может в результате набрать ЛА, и тем более качественным будет выполнение боевого разворота и горизонтальной восьмёрки. Рекомендованная ско­ рость на входе в манёвры обычно близка к расчётной

  скорости маневрирования. При этом коэффициент перегрузки приближается к максимальному, но не превышает его.

  
  

  Область турбулентности

  Все сертифицированные ЛА сконструированы таким образом, что могут выдерживать нагрузку, вызванную порывами ветра значительной интенсивности. С уве­ личением воздушной скорости перегрузки от поры­ вов ветра возрастают, и расчётная прочность обычно учитывает максимально допустимую скорость гори­ зонтального полёта. В областях высокой турбулент­ ности, например, во время грозы или при встрече с атмосферным фронтом, разумно снизить скорость до величины расчётной скорости маневрирования. С какой бы скоростью не двигался ЛА, порывы ветра могут вызвать перегрузки, превышающие предельно допустимые.

  Каждый ЛА конструируется с учётом предельной на­ грузки, которую он может выдержать без структурных повреждений. Есть два типа нагрузки, учитываемые при проектировании ЛА: предельная нагрузка и кри­ тическая нагрузка. Предельная нагрузка - это сила, действие которой на ЛА вызывает необратимую де­ формацию его конструкции. Критическая нагрузка - нагрузка, превышающая предельную, при которой в компонентах конструкции ЛА происходят структур­ ные разрушения (разрывы). При коэффициентах пере­ грузки, меньших, чем предельная нагрузка, целост­ ность конструкции ЛА не нарушается.

  Воздушная скорость, близкая к расчётной скорости маневрирования, но не превышающая её, позволяет ЛА сваливаться на крыло, не испытывая перегрузок, кото­ рые превосходили бы предельную нагрузку ЛА.

  Большинство производителей предоставляют ин­ формацию о поведении ЛА в условиях турбулентной атмосферы, что обеспечивает возможность безопас­ ного полёта в широком диапазоне скоростей и высот. Важно помнить, что максимальная скорость пикиро­ вания, указанная в кабине пилотов, относится только к спокойному воздуху. Скоростное пикирование или выполнение фигур высшего пилотажа на скоро­ стях, превышающих скорость маневрирования, не должны выполнять в условиях возмущённой или турбулентной атмосферы.

  
  

  Эпюра скорости-нагрузки

  Полётная эксплуатационная прочность ЛА представ­ лена на диаграмме, на вертикальной оси которой ото­ бражается коэффициент перегрузки (рис. 4-47). Эта диаграмма называется эпюрой скорости-нагрузки или

  
  

  

  Сrруктурные повреждения

  4

  .g

  j,

  :-- -1-

  еративныи диапазон

  s, Диапазон осторожности

  R

  
  

  ;;а!

  i5

  1$

  ·

  Структурные повреждения

  7

  
  

  6

  
  

  5

  
  

  4

  
  

  3

  о,

  е>-

  "о.'

  "i::': 2

  :>,:-:

  ;;$

  "s:'

  -sе:-

  -ае, -

  о

  
  

  -1

  
  

  -2

  
  

  -3

  
  

  
  

  40 80 120 160 200 240 280 320 260 400 440 480

  Приборная скорость (км/ч)

  Рис. 4-47. Типовая эпюра V .

  9

  эпюрой Vg - скорость (V) в зависимости от нагрузки или коэффициента перегрузки. Для каждого ЛА стро­ ится собственная эпюра Vg, действующая при опреде­ лённом весе и высоте полёта.

  Важнейшими компонентами эпюры Vg являются кривые максимальной подъёмной силы. ЛА на рис. 4-47 подвергается перегрузке не более чем +lg при скоро­ сти 100 км/ч (горизонтальной скорости сваливания). Поскольку предельно допустимая нагрузка меняется пропорционально квадрату воздушной скорости, максимальная положительная несущая способность этого ЛА равна 2g на скорости 150 км/ч, Зg на ско­ рости 180 км/ч, 4,4g на скорости 220 км/ч и т.д. Для данного ЛА значения коэффициента перегрузки, нахо­

  дящиеся выше этой линии, аэродинамически недости­ жимы (полёт будет невозможен, поскольку произойдёт сваливание). Такая же ситуация имеет место в слу­ чае полёта с отрицательной подъёмной силой (с тем различием, что скорость, необходимая для создания отрицательной нагрузки, выше, чем для положи­ тельной той же величины).

  Если ЛА совершает полёт с положительным коэффи­ циентом перегрузки, превышающим положительный коэффициент максимальной эксплуатационной пере­ грузки (4,4g), возможно возникновение структурных

  
  

  повреждений. При эксплуатации ЛА в этой области эпюры могут возникнуть опасные необратимые дефор­ мации основной конструкции ЛА, а также серьёзные усталостные разрушения. При нормальной эксплуата­ ции ЛА следует избегать превышения коэффициента максимальной эксплуатационной перегрузки.

  На эпюре Vg есть две другие важные точки. Первая - это пересечение кривых положительного коэффициента максимальной эксплуатационной пере­ грузки и максимальной положительной несущей спо­ собности. Воздушная скорость в этой точке является минимальной скоростью, при которой нагрузка может достичь предельной величины. При превышении этого значения скорости возникает перегрузка, способная по­ вредить ЛА. Соответственно, при любой скорости, мень­ шей этого значения, такой перегрузки не возникает. Это значение скорости обычно обозначают термином

  «скорость маневрирования», поскольку, согласно поло­ жениям динамической теории дозвуковых скоростей, она обеспечивает минимальный полезный радиус пово­ рота или манёвра. Скорость маневрирования является важной референсной точкой, поскольку при эксплуата­ ции ЛА на скоростях ниже этого значения разрушающая положительная нагрузка возникнуть не может. Если ЛА движется со скоростью ниже скорости маневрирования,

  никакое сочетание маневра и порыва ветра не может создать разрушающую нагрузку.

  Другая важная точка эпюры Vg - пересечение кривых отрицательного коэффициента максимальной эксплуа­ тационной перегрузки и максимальной отрицательной несущей способности. Любое превышение этой скоро­ сти вызывает отрицательную нагрузку, достаточную для того, чтобы повредить ЛА; при полёте на скоростях, меньших этой, негативных нагрузок, способных повре­ дить ЛА, не возникает.

  Предельная воздушная скорость (или «скорость крас­ ной черты») относится к конструктивным референсным значениям. Для данного ЛА она составляет 360 км/ч. При полёте на скоростях, превышающих предельную воздушную скорость, различные полётные факторы мо­ гут вызвать структурные повреждения ЛА.

  Итак, во время полёта ЛА ограничен значениями воздушной скорости и коэффициента перегрузки, которые не превышают предельной скорости (скорости красной черты) и коэффициента максимальной эксплуатационной перегрузки соответственно, а также не должен выходить за пределы максимальной несущей способности. Чтобы избежать структурных повреждений и сохранить ожидаемую эксплуатационную подъёмную силу, необходимо эксплуатировать ЛА строго в рамках этого «конверта". Пилот должен воспринимать эпюру Vg как источник информации об обеспечивающих безопасный полёт сочетаниях воздушной скорости и коэффициента перегрузки. Любой манёвр, порыв ветра или сочетание этих факторов, выводящие ЛА за пределы

  «структурного конверта", могут вызвать повреждения конструкции и в целом снизить эксплуатационный ресурсЛА.

  
  

  Угловая скорость

  Угловая скорость - это угол, на который поворачи­ вается ЛА в единицу времени. Угловая скорость изме­ ряется в градусах в секунду. Угловая скорость равна произведению константы 2020 на тангенс угла крена, делённому на воздушную скорость в км/ч (рис.4-48). Если воздушная скорость растёт, а угловая должна остаться постоянной, необходимо увеличить угол крена. В противном случае угловая скорость снизится. Аналогично, если воздушная скорость сохраняется по­ стоянной, при росте угла крена растет и угловая ско­ рость ЛА. Формулы, приведённые на рис. 4-48 - 4-50, отражают соотношение между величинами угла крена и воздушной скорости и их влияние на угло­ вую скорость.

  ПРИМЕЧАНИЕ. Под воздушной скоростью в на­ стоящем разделе понимается истинная воздушная скорость.

  
  

  Пример

  н.Угловая скорость = 2020 х тангенс угла крена воздушная скорость (в чкм) ЛА, выполняющий координированный разворот с креном 30°и скоростью 220 км/ч, будет иметь следующую угловую скорость: Угловая скорость= 2020 х тангенс 30° км 220- ч Угловая скорость= 2020 х 0,5773 (тангенс 30°) км 220- ч Угловая скорость= 5,3 градуса в секунду

  Рис. 4-48. Угловая скорость при заданной воздушной скорости (км/ч) и угле крена.

  
  

  Пример

  Предположим, мы увеличим скорость до 240 км/ч. Каким станет угловая скорость разворота? Используя ту же формулу, что выше, получаем: Угловая скорость= 2020 х тангенс 30° км 440- ч Угловая скорость = 2,65 градуса в секунду

  
  

  Рис. 4-49. Угловая скорость при увеличении воздушной скорости.

  
  

  Пример

  Предположим, мы хотим знать, какой угол крена обеспечит нам угловую скорость 5,3°в секунду при скорости 440 км/ч. Немного изменив формулу, получаем, что при угле крена 49°мы сможем достичь той же угловой скорости при более низкой воздушной скорости 220 км/ч. Угловая скорость (5,3) = 2020 х тангенс 30° км 440- ч 440 х 5,3 = 2020 х тангенс Х (440 х 5,3) / 2020 = тангенс Х 1,1545 = тангенсХ 49°=Х

  Рис. 4-50. Для сохранения неизменной угловой скорости при воздушной скорости 220 км/ч необходимо увеличить угол крена.

  
  

  Воздушная скорость самым существенным образом влияет на угловую. При увеличении воздушной скорости и сохранении постоянного угла крена угловая скорость уменьшается. Поэтому если воздушная скорость увели­ чивается, как показано на рис. 4-49, можно сделать вы­ вод, что для достижения того же значения угловой скоро­ сти, что на рис. 4-50, угол крена должен быть увеличен.

  Что это означает с практической точки зрения? Если выбранные значения воздушной скорости и угла крена определяют конкретное значение угловой скорости, можно прийти к следующим выводам. Зная, что угло­ вая скорость - это определённый угол, описываемый ЛА в секунду, количество секунд, необходимое для того, чтобы описать круг (360°), можно вычислить с помощью простейшей пропорции. Например, если ЛА движется со скоростью 220 км/ч и креном 30°, его угловая скорость составляет 5,3° в секунду, и он опишет полный круг за

  67,9 секунд (360°-;-5,3 = 67,9 секунд). Аналогично, если

  ЛА движется со скоростью 440 км/ч, а угол крена равен 30°, его угловая скорость составит 2,65° в секунду, и для описания полного круга ему понадобится примерно 136 секунд. Таким образом, формула показывает, что лю­ бое увеличение воздушной скорости прямо пропорцио­ нально времени, за которое ЛА проходит дугу.

  Почему так важно понимать эти зависимости? Когда вычислена угловая скорость поворота, пилот может определить расстояние, необходимое, чтобы выполнить этот поворот, или радиус поворота.

  
  

  Радиус поворота

  
  

  Радиус поворота напрямую связан сугловой скоростью, которая, как было показано ранее, есть функция угла крена и воздушной скорости. Если угол крена остаётся неизменным, а воздушная скорость увеличивается, радиус поворота также увеличивается. Увеличенная воздушная скорость заставляет ЛА двигаться по более широкой дуге. ЛА, движущийся со скоростью 220 км/ч, способен описать 360° по окружности меньшего ради­ уса, чем движущийся со скоростью 440 км/ч. Для того, чтобы компенсировать увеличение воздушной скоро­ сти, необходимо увеличить угол крена.

  Радиус поворота (R) можно рассчитать по простой формуле. Радиус поворота равен квадрату воздуш­ ной скорости, делённому на произведение константы 126,63 и тангенса угла крена.

  vz

  

  R

  126,63 х тангенс угла крена

  
  

  Используя данные примеров, приведённых на рис. 4-48 - 4-50, можно рассчитать радиус поворота для каждой из двух значений воздушной скорости.

  
  

  Обратите внимание, что если скорость удваивается, радиус увеличивается в четыре раза (рис. 4-51 и 4-52).

  
  

  220 км/ч

  Радиус поворота, необходимый ЛА, который движется со скоростью 220 км/ч и углом крена 30°, равен 675,65 м. v2 R = ----------- 126,63 х тангенс угла крена 2202 R=126-,6-3 -х т-ан-ге-нс-3-0° R= 48 4002 126,63 х 0,5773

  

  Рис. 4-51. Радиус поворота при скорости 220 км/ч и угле крена 30'.

  
  

  440 км/ч

  v2 R=126-,63-х-та-нг-ен-с у-гла-к-ре-на R=---44-02 --- 126,63 х тан-генс 30° R = 193 600 126,63 х 0,5773 R = 2702,6 м (в 4 раза больше, чем предыдущий) Радиус поворота, необходимый ЛА, который движется со скоростью 440 км/ч и тем же углом крена, что на рис. 4-51, равен 2702,6 м. Скорость является главным фактором, влияющим на параметры поворота.

  Рис. 4-52. Радиус при скорости 440 км/ч.

  
  

  Другой способ определить радиус поворота - это использование скорости (измеряемой в м/с), тт (3,1415) и угловой скорости. Используя пример, приведённый в верхней правой колонке на стр. 90, было вычислено, что летательному аппарату с угловой скоростью 5,25 градуса в секунду необходимо 68,6 секунд, чтобы описать полный круг. Скорость, измеренную в км/ч, можно перевести в м/с, разделив её на константу 3,6. Таким образом, скорость в 220 км/ч эквивалентна 61,11 м/с. Зная скорость в м/с (61,11) и умножив её на время, необходимое ЛА, чтобы описать полный круг (68,6 секунд), можно определить периметр круга:

  61,11 х 68,6 = 4192,146 м. Разделив полученную величину на п, получаем диаметр крута 1351,28 м. Разделив его на 2, получаем радиус 675,64 м (рис. 4-53), ту же величину, что мы вычислили ранее, используя формулу, приведённую на рис. 4-51.

  
  

  r =( скорость в( ём)х 360/угловая скорость)/ 2 1С r =(61,11 х 68,6) 12 1С r =( 4192,146) 12 1С r = 1351'28 = 675 64 м 2 ,

  

  Рис. 4-53. Другая формула для вычисления радиуса.

  
  

  На рис. 4-54 пилот попадает в каньон и принимает решение развернуться на 180° и покинуть его. При повороте пилот использует утол крена 30°.

  
  

  Вес и центровка

  Сваливание на крыло происходит вследствие резкого уменьшения подъёмной силы, вызванного срывом воз­ душного потока с поверхности крыла при превыше­ нии критического УА. Сваливание может произойти в любом положении по тангажу и при любой скорости. Сваливание относится к числу хуже всего понимаемых аэродинамических процессов, поскольку пилоты часто полагают, что причиной сваливания является прекра­ щение создания крылом подъёмной силы. В ходе свали­ вания крыло не прекращает создавать подъёмную силу полностью. Скорее, оно не может создать подъёмную силу достаточной величины, чтобы сохранить режим горизонтального полёта.

  Информация о весе и центровке ЛА очень важна для пилота и должна постоянно обновляться. Хотя в ходе сертификации ЛА взвешивают, эту величину нельзя считать действующей в течение неограниченного времени. Установка нового бортового оборудования и друтие модификации могут повлиять на вес и центровку ЛА. Слишком часто пилоты определяют вес и центровку приближённо, «на глазок», например: «Если у меня три пассажира, я могу загрузить только 400 литров топлива; четыре пассажира - 300 литров» и т.д.

  Каждый предполётный инструктаж должен включать в себя расчёт веса и центровки ЛА. Будет ошибкой полагать, что три пассажира всегда имеют одинаковый вес. Необходимо провести полный подсчёт веса всех предметов, загружаемых на борт ЛА, включая багаж, а также учесть вес пилотов и пассажиров. Рекомендуется взвесить весь багаж, чтобы можно бьто провести точный расчёт положения центра тяжести ЛА.

  Важность правильного определения положения ЦТ подчёркивалась ранее, при изложении вопросов устойчивости и управляемости ЛА. Неправильное распределение нагрузки может привести к аварии. Опытный пилот хорошо понимает и тщательно контролирует все аспекты расположения центра тяжестиЛА.

  Вес и центровка являются важнейшими факторами в обеспечении максимальной эффективности при эксплуатации ЛА. Пилот должен знать максимальный вес топлива, которое можно загрузить в ЛА без нарушения центровки, а также пределы веса для рейсов большой и малой дальности с полным комплектом пассажиров и без него. Возьмём, для примера, четырёхместный ЛА с объёмом топливного бака 230 литров. Сколько пассажиров может взять на борт такой ЛА? Можно ли всегда брать на борт полный комплект пассажиров, вне зависимости от меняющегося запаса топлива? Если каждый из четырёх пассажиров весит по 70 кг, это создаёт совершенно иную картину распределения веса и центровки, чем если каждый весит по 90 кг. Во втором случае полезная нагрузка увеличится на 80 кг, что эквивалентно примерно 105 литрам топлива.

  Из-за дополнительного веса центр тяжести ЛА может переместиться за границы области центровки, и даже если этого не произойдёт, максимальный взлётный вес может оказаться превышенным. Избыточный вес может перегрузить ЛА и ухудшить его лётно­ технические характеристики.

  ЛА сертифицируются по весу и центровке в силу двух причин:

  1. влияние веса на силовую конструкцию ЛА и его лётно-технические характеристики;

  2. влияние распределения веса на лётные харак­ теристики, особенно на выход из режимов сваливания и штопора, а также на устойчивость.

  Такие ЛА, как неуправляемые аэростаты и аппараты, управляемые переносом веса, не нуждаются в расчётах нагрузки и центровки, поскольку их нагрузка подвешена под механизмом, создающим подъёмную силу. Диапазон центровок у подобных ЛА таков, что предел нагрузки превысить сложно. Например, у ЛА, управляемых переносом веса, заднее сиденье и топливный бак расположены максимально близко к точке подвеса. Поэтому, изменения нагрузки почти не оказывают

  

  Рис. 4-54. Два самолёта по ошибке залетели в каньон. Ширина каньона 1,5 км, по обеим его сторонам - крутые утёсы. Пилот на верхнем рисунке движется со скоростью 220 км/ч. Осознав ошибку, он резко входит в крен и меняет курс на обратный с углом крена 30°. Для полного разворота самолёту нужно чуть больше 1,3 км, и он безопасно покидает каньон. Пилот на нижнем рисунке движется со скоростью 260 км/ч и также использует угол крена 30% в попытке поменять курс на обратный. Хотя этот самолёт движется всего на 40 км/ч быстрее первого, для полного разворота ему требуется более 1,8 км. К несчастью, ширина каньона всего 1,5 км, и второй самолёт неизбежно врежется в стену.

  Суть в том, что при определении дистанции, необходимой для поворота, воздушная скорость является самым важным фактором. Многие пилоты совершают ошибку, увеличивая угол крена, в то время как правильнее было бы просто снизить скорость.

  влияние на положение ЦТ. Это также справедливо для корзины или гондолы аэростата. Хотя предел центровок в таких ЛА превысить сложно, пилоты не должны перегружать ЛА, поскольку это может привести к структурным повреждениям и отказу бортового оборудования. В расчёте центровки необходимости нет, однако пилоты должны определить предполагаемую полётную нагрузку и удерживать её в установленных производителем границах.

  
  

  Влияние веса на лётно-технические характеристики

  В каждом конкретном случае параметры взлёта/на­ бора высоты и посадки устанавливаются в зависимо­ сти от максимально допустимого взлётного и посадоч­ ного весов ЛА. При увеличении полного полётного веса летательному аппарату требуется больший разбег при взлёте и более пологий набор высоты, а также более вы­ сокая посадочная скорость и больший послепосадоч­ ный пробег. Даже небольшая перегрузка может поме­ шать ЛА при взлёте преодолеть препятствие, которое в обычных условиях не вызвало бы проблем.

  Неблагоприятное воздействие перегрузки на лётно­ технические характеристики ЛА не ограничивается не­ посредственными опасностями при взлёте и посадке. Перегрузка отрицательно влияет на характеристики набора высоты и крейсерского полёта, что приводит к перегреву при кабрировании, увеличивает износ дви­ гателя и потребление топлива, снижает крейсерскую скорость и дальность полёта.

  В настоящее время производители предоставляют информацию о весе и центровке каждого выпущенного ЛА. Для достижения надлежащих лётно-технических параметров и несущей способности ЛА необходимо неукоснительно соблюдать операционные ограниче­ ния, предусмотренные производителем. Отклонения от этих рекомендаций может привести к структурным повреждениям или полному разрушению конструк­ ции ЛА. Даже если полезная нагрузка ЛА находится в пределах максимальных весовых ограничений, необ­ ходимо тщательно следить, чтобы распределение веса соответствовало диапазону центровок. Обоснованием подобных предосторожностей служит, в том числе, и предшествующий краткий обзор основ аэродинамики и факторов нагрузки. Ниже приводится общая инфор­ мация относительно некоторых причин, почему пара­ метры веса и центровки настолько важны для обеспе­ чения безопасности полёта.

  Некоторые ЛА проектируются таким образом, что при полном заполнении всех посадочных мест, багаж­ ных отсеков и топливных баков невозможно удержать вес в пределах установленных ограничений. Примером могут служить некоторые широко распространённые

  четырёхместные самолёты, топливные баки которых не могут быть заполнены до предела, если на борту на­ ходятся четыре человека и их багаж. В некоторых двух­ местных самолётах багаж нельзя помещать в отсек по­ зади сидений, если предполагается ввести ЛА в режим штопора. Пилот должен быть осведомлён об ограниче­ ниях по весу и центровке для пилотируемого им ЛА и о причинах этих ограничений.

  
  

  Влияние веса на конструкциюЛА

  Воздействие дополнительной нагрузки на конструк­ цию ЛА обычно нельзя увидеть сразу. Согласно требова­ ниям полётопригодности, конструкция ЛА, принадле­ жащего к категории обычных (на которых выполнение фигур высшего пилотажа запрещено), должна быть рас­ считана на коэффициент перегрузки 3,8g. Это позво­ ляет такому ЛА выдерживать динамическую нагрузку, возникающую при маневрировании или порывах ве­ тра. Сказанное означает, что силовая конструкция ЛА может без каких-либо структурных повреждений вы­ держать нагрузку, в 3,8 раза превышающую его полный полётный вес. Если принять это как показатель пере­ грузки, которой может подвергаться ЛА в штатном ре­ жиме эксплуатации, избыточная нагрузка в 100 кг по­ тенциально может привести к перегрузке конструкции ЛА в 380 кг. Эти соображения становятся ещё более значимыми в случае ЛА категорий общего назначе­ ния и спортивно-пилотажных, для которых требова­ ния к коэффициенту перегрузки составляют 4,4g и 6,0g соответственно.

  Структурные повреждения, к которым приводят перегрузки, могут быть существенными или даже ка­ тастрофическими, но чаще они оказывают на компо­ ненты конструкции постепенное, «накапливающееся» воздействие, которое бывает трудно выявить и крайне дорого устранить. Постоянная избыточная нагрузка обычно вызывает прогрессирующие напряжения и по­ вреждения, которые не всегда выявляются при пред­ полётном осмотре и впоследствии могут привести к отказу конструкции ЛА даже во время его штатной экс­ плуатации. Дополнительные напряжения, возникаю­ щие в элементах конструкции ЛА, могут ускорить появ­ ление повреждений, вызванных усталостью металла.

  Говоря о последствиях, вызываемых увеличением полного полётного веса ЛА, необходимо учитывать величину перегрузок, связанных с выполнением по­ лётных манёвров и порывами ветра. Конструкция ЛА, подвергающаяся на выходе из пикирования перегрузке в 3g,должна быть в состоянии выдержать дополнитель­ ную нагрузку в 300 кг на каждые 100 кг добавочного веса. Такую нагрузку, например, может создать допол­ нительный необоснованный запас топлива объёмом

  
  

  примерно 120 л. При сертификации гражданских ЛА их конструкция анализируется и проверяется на по­ лёт с максимальным разрешённым взлётным весом в скоростных режимах, допустимых для этого типа ЛА. Полёты с взлётным весом, превышающим разрешён­ ный, практически выполнимы, и часто даже не выхо­ дят за пределы возможностей конкретного ЛА. Тем не менее, это не должно вводить пилота в заблуждение. Он обязан понимать, что нагрузка, на которую ЛА не рассчитан, оказывает разрушающее воздействие на всю конструкцию ЛА или некоторые её компоненты.

  При загрузке на борт пассажиров или груза необ­ ходимо учитывать конструкцию ЛА. Сиденья пасса­ жиров, багажные отделения и пол кабины экипажа рассчитаны на то, чтобы выдерживать определённую нагрузку (или концентрацию нагрузки) и не более того. Например, грузоподъёмность багажного отсека лёгкого самолёта может быть ограничена 10 кг из-за ограниченной прочности поддерживающей отсек конструкции, даже несмотря на то, что при увеличе­ нии нагрузки в этой точке ЛА не будет перегружен и его ЦТ не сместится.

  
  

  Влияние веса на устойчивость и управляемость

  Перегрузка также влияет на устойчивость ЛА. Будучи вполне устойчивым и управляемым при нормальной нагрузке, при перегрузке ЛА может вести себя совер­ шенно иначе. Хотя управляемость в первую очередь за­ висит от распределения веса, увеличение полного по­ лётного веса ЛА также оказывает на неё отрицательное воздействие, вне зависимости от расположения ЦТ. При превышении полного полётного веса управляемость многих сертифицированных ЛА может снизиться до неудовлетворительного уровня.

  
  

  Влияние распределения нагрузки

  Влияние местоположения ЦТ на нагрузку, оказывае­ мую на крыло ЛА во время полёта, чрезвычайно суще­ ственно во время набора высоты и крейсерского по­ лёта. ЛА, нагруженный в передней части, «тяжелее» и, следовательно, медленнее, чем такой же ЛА, ЦТ кото­ рого сдвинут дальше по направлению к хвосту.

  На рис. 4-55 показано, почему это так. При передней загрузке для выполнения горизонтального крейсер­ ского полёта, в большинстве случаев, необходима ба­ лансировка пикирующего момента. Это означает, что поверхности хвостового оперения устанавливаются в положение, при котором они создают дополнитель­ ную, направленную вниз нагрузку на хвостовую часть фюзеляжа, что увеличивает нагрузку на крыло и тре­ бует дополнительной подъёмной силы для сохранения

  
  

  

  
  

  

  

  Нагрузка, обеспечиваемая хвостовым оперением

  Полётный вес

  Рис. 4-55. Влияние распределения нагрузки на равновесие.

  высоты. УА крыла увеличивается, повышая лобовое сопротивление, что, в свою очередь, увеличивает ско­ рость сваливания.

  При задней загрузке, когда пикирующий момент сбалансирован, поверхности хвостового оперения создают меньшее давление вниз. Это освобождает крьио от определённой части нагрузки и несколько уменьшает величину подъёмной силы, необходимой для поддержания высоты. В результате УА крьиа уменьшается, что уменьшает и лобовое сопротивление, позволяя увеличить крейсерскую скорость. Теоретически, нейтральная нагрузка на хвостовое оперение в крейсерском режиме способна обеспечить наилучшие лётно-технические характеристики и крейсерскую скорость ЛА, но при этом также снижается устойчивость. Современные ЛА проектируются таким образом, что для обеспечения их устойчивости и управляемости требуется действующая на хвостовое оперение нагрузка, направленная сверху вниз.

  Нулевые показания индикатора триммера не обязательно означают «нейтральную балансировку», поскольку снос потока с крьиьев и фюзеляжа оказывает воздействие на хвостовое оперение.

  Распределение полезной нагрузки в значительной степени влияет на полётные характеристики ЛА, даже когда ЦТ находится в допустимом диапазоне центровки и максимальный взлётный вес не превышен. Среди этих характеристик - управляемость, устойчивость и действующая нагрузка на крьио.

  В целом, ЛА теряет управляемость, особенно при полёте на низкой скорости, по мере того, как ЦТ перемещается по направлению к хвосту. ЛА, который способен к чистому выходу из затяжного штопора, может полностью потерять эту способность, если его ЦТ переместится всего на несколько сантиметров к хвосту.

  
  

  Обычно авиаконструкторы устанавливают предел задней центровки на расстоянии одного дюйма (2,54 см) от граничного положения ЦТ, при котором ещё возмо­ жен нормальный выход из одновиткового штопора. При сертификации ЛА по категории, допускающей выполнение преднамеренного штопора, предел цен­ тровок обычно расположен на несколько сантиметров дальше, чем для обычной категории.

  Существует ещё один влияющий на управляемость фактор, который приобрёл дополнительную важность при проектировании современных крупноразмерных ЛА. Это влияние длинного плеча момента на располо­ жение тяжёлого бортового оборудования и груза. Один и тот же ЛА может быть загружен до максимального взлётного веса с сохранением ЦТ в пределах центровки двумя различными способами: если сосредоточить то­ пливо, пассажиров и груз в непосредственной близости от конструктивного ЦТ, и если распределить топливо по крыльевым бакам., а груз - по отсекам впереди и по­ зади кабины пилотов.

  В обоих случаях общий вес и расположение ЦТ бу­ дут одними и теми же. При этом в случае распреде­ лённой нагрузки для маневрирования или сохране­ ния горизонтального полёта потребуются большие управляющие усилия, чем в первом случае. Более длинные плечи моментов (от точки приложения сил до местоположения груза и топлива) должны прео­ долеваться действиями плоскостей управления. ЛА с полностью заполненными крыльевыми топливными баками ведёт себя пассивно в режиме крена, в то время как ЛА с полностью заполненными носовыми и хвостовыми грузовыми отсеками хуже реагирует на движения руля высоты.

  Задняя граница предела центровок, большей ча­ стью, определяется соображениями устойчивости. В основных требованиях лётной годности для той или иной категории ЛА указывается, что в полёте с опре­ делённой воздушной скоростью ЛА должен гасить вер­ тикальное перемещение носа за определённое число колебаний. Если груз будет сдвинут слишком далеко к хвосту, ЛА может оказаться не в состоянии сделать это. Напротив, если его нос внезапно резко поднимется, ЛА может начать попеременно пикировать и кабрировать, причём амплитуда этих движений будет возрастать с каждым колебанием. Такая неустойчивость не только создаст неприятные ощущения у пассажиров и членов экипажа - в определённых условиях она может пред­ ставлять опасность, делая ЛА неуправляемым.

  Чем дальше к хвосту перемещается ЦТ, тем труднее становится вывод ЛА из сваливания. Это особенно важно при выходе из штопора, поскольку при переме­ щении ЦТ назад до определённой точки штопор стано­ вится «плоским». При плоском штопоре центробежная

  
  

  сила, приложенная к ЦТ, который сдвинут в хвостовую часть ЛА, толкает хвост в сторону от оси вращения, не позволяя опустить нос и выйти из штопора.

  ЛА, загруженный до задней границы допустимого диапазона центровок, при поворотах, сваливании и во время посадки ведёт себя иначе, чем загруженный до передней границы диапазона центровок.

  Передняя граница предела центровок определяется на основе нескольких факторов. По соображениям безопасности требуется, чтобы устройство баланси­ ровки (триммер или регулируемый стабилизатор) мог поддерживать ЛА в режиме нормального планирова­ ния при выключенном двигателе. ЛА обычной схемы должен быть способен совершить посадку на крити­ ческом УА с выключенным двигателем. Смысл этого требования - в возможности посадки на минималь­ ной скорости в непредвиденных ситуациях. ЛА с хво­ стовым колесом, загруженные с перетяжелением на нос, трудны в управлении во время руления, особенно при сильном ветре. Они с лёгкостью капотируют при использовании тормоза, а во время посадки почти всегда «козлят», стремясь опустить нос при замедлении и выравнивании перед посадкой. Сложности с управле­ нием на земле могут возникнуть и у ЛА с носовым коле­ сом, особенно во время пробега и взлёта.

  Итак, подведём итоги обсуждения того, как рас­ пределение веса влияет на летно-технические ха­ рактеристики ЛА.

• Местоположение ЦТ влияет на подъёмную силу и УА крыла; на величину и направление силы, дей­ ствующей на хвостовое оперение; и на угол откло­ нения стабилизатора, необходимый для·обеспече­ ния равновесия ЛА. Последнее очень важно из-за тесной связи с величиной управляющей силы, при­ лагаемой к рулю высоты.

• При смещении ЦТ к носу ЛА его скорость сва­ ливания растёт. Это связано с тем, что крити­ ческий угол сваливания может быть достигнут при более высокой скорости из-за увеличения нагрузки на крыло.

• Управляющая сила, прилагаемая к рулю высоты, растёт по мере смещения ЦТ вперёд, поскольку для уравновешивания ЛА требуется всё большее от­ клонение стабилизатора.

• Крейсерская скорость выше у того ЛА, ЦТ которого смещён дальше назад, из-за снижения лобового со­ противления. Лобовое сопротивление снижается, поскольку для поддержки ЛА в воздухе и преодоле­ ния тенденции к пикированию нужны меньшие УА и угол отклонения вниз стабилизатора.

• По мере смещения ЦТ назад ЛА становится менее устойчивым. Это связано с тем, что сдвиг ЦТ на­ зад вызывает увеличение УА. Поэтому вклад крыла

  
  

  в обеспечение устойчивости ЛА снижается, в то время как вклад хвостового оперения остаётся не­ изменным. При достижении точки, в которой доли крыла и хвостового оперения уравновешиваются, возникает нейтральная устойчивость. Любое даль­ нейшее перемещение ЦТ назад приводит к тому, что ЛА становится неустойчивым.

• Смещение ЦТ вперёд увеличивает потребность в направленном вниз давлении на руль высоты. В результате руль высоты может утратить возмож­ ность препятствовать стремлению ЛА к пикиро­ ванию. Для управления ЛА в таком положении на скоростях, близких к скорости сваливания, к рулю высоты приходится прикладывать значительную управляющую силу.

  Подробное обсуждение и дополнительная информа­

  крыла может вдвое превышать скорость самого ЛА. Таким образом, ЛА в одно и то же время могут обтекать как дозвуковые, так и сверхзвуковые потоки. Когда скорость потока возле каких-либо частей ЛА достигает звуковой (например, в зоне максимальной выпуклости крыла), дальнейшее ускорение приводит к возникно­ вению таких эффектов сжимаемости, как образование ударной волны, рост лобового сопротивления, вибра­ ция, потеря устойчивости и управляемости. На скоро­ стях, превышающих этот предел, принципы дозвуко­ вой аэродинамики перестают действовать (рис. 4-56).

  
  

  

  Максимальная местная скорость меньше скорости звука

  c:;4iiiiiiiiildMiii5iN

  ция по теме веса и центровки содержатся в главе 9, «Вес  

  с::  

  и центровка».

  
  

  Высокоскоростной полёт

  Дозвуковой и сверхзвуковой потоки

  В дозвуковой аэродинамике теория возникновения подъёмной силы основывается на силах, действующих на тело и движущийся газ (воздух), в который оно по­ гружено. На скорости примерно в 480 км/ч воздух можно считать несжимаемым, поскольку на заданной высоте его плотность остаётся практически постоян-

  ( М 0.72

  
  

  Максимальная местная скорость равна скорости звука

  
  

  

  
  

  Рис. 4-56. Воздушный поток над крылом.

  ной, вне зависимости от изменения давления. Таким Диапазоны скоростей

  образом, воздух ведёт себя как жидкость и может быть

  отнесён к жидкостям. Дозвуковая аэродинамическая теория также предполагает, что влияние вязкости (стремления жидкости/газа воспрепятствовать дви­ жению одной своей части относительно другой) прене­ брежимо мало, и считает воздух идеальной жидкостью, подчиняющейся таким принципам аэродинамики иде­ альных жидкостей, как связность, принцип Бернулли и циркуляция.

  В действительности же воздух сжимаем и обладает вязкостью. В то время как при низких скоростях этими его характеристиками можно пренебречь, с увеличе­ нием скорости сжимаемость воздуха начинает играть всё более значительную роль. Сжимаемость и, в мень­ шей степени, вязкость становятся важнейшими факто­ рами на скоростях, приближающихся к скорости звука. При таких скоростях сжимаемость приводит к измене­ нию плотности воздуха вокруг ЛА.

  Во время полёта крыло создаёт подъёмную силу, уско­ ряя воздушный поток над своей верхней поверхностью. Этот ускоренный воздух может достичь (и достигает) скорости звука, даже если сам ЛА движется с дозвуко­ вой скоростью. У некоторых ЛА на некоторых крити­ ческих УА скорость воздуха над верхней поверхностью

  Скорость звука меняется в зависимости от темпе­ ратуры. При стандартных температурных условиях (+15 °С) скорость звука на уровне моря равна 1224 км/ч. На высоте 12 км, где температура опускается до -55 °С, скорость звука падает до 1063 км/ч. При высокоско­ ростном и/или высотном полёте скорость выражается безразмерным показателем, называемым «числом Маха» - отношением истинной воздушной скорости ЛА к скорости звука при тех же атмосферных условиях. ЛА, двигающийся со скоростью звука, имеет скорость Ml,0. Существует следующая приближённая классифи­ кация скоростных режимов ЛА:

• Дозвуковой диапазон - меньше МО,75.

• Трансзвуковой диапазон - от МО,75 до Ml,2.

• Сверхзвуковой диапазон - от Ml,2 до MS

• Гиперзвуковой диапазон - выше MS.

  В то время как для военной авиации полёты в транс­ звуковом и сверхзвуковом диапазонах являются обыч­ ным делом, гражданские реактивные самолёты, как правило, эксплуатируются на крейсерских скоростях в диапазоне от МО,7 до МО,9.

  Воздушная скорость, при которой воздушный поток над любой частью поверхности ЛА впервые достигает

  (но не превышает) Ml, называется «критическим чис­ лом Маха» и обозначается как Мкрит· Критическое число Маха представляет собой границу между дозвуковым и трансзвуковым полётом и зависит, главным образом, от конструкции аэродинамической поверхности конкрет­ ного ЛА. Критическое число Маха является важным по­ казателем при трансзвуковом полёте. Когда на поверх­ ности ЛА формируется ударные волны, срыв потока вызывает вибрацию корпуса ЛА, и могут возникнуть проблемы с управляемостью. Ударные волны, вибра­ ция и срыв потока происходят на скорости выше, чем критическое число Маха. ЛА, как правило, обладает наилучшими летно-техническими характеристиками, когда движется с крейсерской скоростью, равной сво­ ему критическому числу Маха или близкой к нему. При полёте на скоростях, на 5-10% превышающих критиче­ ское число Маха, начинают возникать эффекты ком­ прессии. Лобовое сопротивление резко возрастает. Это влечёт за собой вибрацию, изменения в балансировке и устойчивости ЛА, а также снижение эффективности управляющих поверхностей. Этот режим называется

  «точкой роста лобового сопротивления» (рис. 4-57).

  

  

  1

  1 1 11 ii : :

  1! 1 !1, i 1 1 : ! 1 11 1

  [ 1 1 ' i : 1/, 11

  
  

  вибрации. Любое из этих явлений может привести к тому, что пилот утратит возможность надлежащим об­ разом управлять ЛА.

  Например, первые гражданские реактивные самолёты имели предел Vмо 306 KCAS на эшелоне примерно 9500 (в стандартный день). На этой высоте (эшелон 9450), величина Ммо' равная 0,82, примерно соответствует 306 KCAS. Выше этой высоты Ммо 0,82 всегда соответствует KCAS меньше, чем 306, и поэтому становится эксплуата­ ционным пределом - невозможно достичь предела Vмо, не достигнув сперва предела Ммо·Например, на эшелоне 11600 Ммо 0,82 примерно соответствует 261 KCAS.

  
  

  Соотношение числа Маха и воздушной скорости

  Важно понимать, как воздушная скорость зависит от числа Маха. В качестве примера рассмотрим, как скорость сваливания реактивного транспортного са­ молёта меняется с увеличением высоты. Увеличение высоты приводит к снижению плотности воздуха и наружной температуры. Предположим, что транспорт­ ный самолёт находится в конфигурации с убранной механизацией (шасси и закрылки подняты) и весит 250 т. Скорость сваливания самолёта составляет при­ мерно 152 KCAS на уровне моря. Это соответствует (в стандартный день) истинной скорости в 152 KTAS (ис­

  1,

  -+-..

  с,11111i .

  8 i 11 i I i

  11 1 11

  i; 111

  тинная скорость в узлах) и М 0,23. На эшелоне 11600 са­

  ...

  1

  н--!-++-Н-+++-+->++-+++-Н-+++-+-+-Н-+++-Нh-++

  е Н-'h-++ ._-++_

  1 ! i 1 ) !'

  
  

  --<

  1

  1

  -м...--н

  i

  
  

  молёт войдёт в режим сваливания на скорости прибли­

  зительно 152 KCAS, но истинная скорость будет равна

  
  

  111 1

  !¾ ::r ',с;о.з,

  1,--'-'-1-'-'-'-111 1!'--1, '-l'-l'tR 1 1 :1 1

  !

  !

  .'-'-",1_!

  1

  :!

  :1i ::::::i::1i :1С:)/У:i,: 1 !

  примерно 287 KTAS при М 0,5.

  Хотя скорость сваливания условно остаётся неиз­

  менной, число Маха и истинная скорость возрастают. С увеличением высоты плотность воздуха снижается;

  1

  1:111:1:1

  
  

  0.5

  М (Mach number)

  1 1:,1

  1.0

  
  

  поэтому, для того, чтобы показания приёмника воз­ душного давления оставались неизменными при од­ них и тех же KCAS и КIAS (приборная скорость в узлах;

  Рис. 4-57. Критическое число Маха.

  
  

  В авиации используются показатели Vмо и Ммо' назы­ ваемые предельной эксплуатационной скоростью. Vмо представляет собой калиброванную скорость в узлах (KCAS), а Ммо- число Маха. Предел Vмо обычно исполь­ зуется при полёте на малых высотах и связан с конструк­ тивной нагрузкой. Предел Ммо используется при полёте на больших высотах и в большей степени связан с эффек­ том сжимаемости.

  Соблюдение этих скоростных режимов позволяет пре­ дотвратить следующие явления: структурные проблемы, связанные с динамическим давлением или флаттером; ухудшение управляемости ЛА, связанное с эффектом сжимаемости (например, реверс элеронов или вибра­ ция корпуса); и отрыв потока, связанный с ударными волнами, приводящими к потере подъёмной силы или

  примем для простоты, что KCAS и КIAS очень близки), истинная воздушная скорость должна увеличиться. Динамическое давление, действующее на крыло на эшелоне 11600 при 287 KTAS такое же, как на уровне моря при 152 KTAS. Однако самолёт движется с более высоким числом Маха.

  Другой фактор, который необходимо рассмотреть, - это скорость звука. Снижение температуры воздуха приводит к уменьшению скорости звука. Поэтому, когда ЛА поднимается на высоту с меньшей наружной температурой, скорость звука падает. На уровне моря скорость звука равна примерно 661 KCAS, в то время как на эшелоне 11600 она составляет 574 KCAS. Поэтому для нашего транспортного самолёта скорость свали­ вания (в KTAS) изменилась с 152 (на уровне моря) до 287 (на эшелоне 11600). Одновременно, скорость звука (в KCAS) снизилась с 661 до 574, а число Маха выросло

  
  

  с М 0,23 (152 KTAS разделить на 661 KTAS) до М 0,5 (287 KTAS разделить на 574 KTAS). При этом скорость сваливания в KCAS осталась постоянной и равной 152.

  Мы рассмотрели, что происходит, когда ЛА движется с постоянной KCAS при увеличении высоты полёта. Но что произойдёт, если пилот во время набора высоты будет удерживать число Маха на одном уровне? В ус­ ловиях нормальной эксплуатации реактивного само­ лёта набор высоты производится на скорости 250 КIAS (или большей) до эшелона 3000, а затем на регламен­ тированной маршрутной скорости набора высоты (на­ пример, 330 КIAS для самолёта «МакДоннелл-Дуглас DC-10») до эшелона 7000-8000, после которого пилот продолжает набор высоты на постоянном числе Маха вплоть до крейсерской высоты.

  Предположим для примера, что пилот набирает вы­ соту на Ммо0,82 от уровня моря до эшелона 11600. KCAS падает с 543 до 261. КIAS на всех высотах ведёт себя со­ ответственно, отличаясь на несколько узлов. Не будем забывать, что при наборе высоты скорость звука умень­ шается вместе с падением температуры. Число Маха - это просто отношение истинной воздушной скорости к скорости звука при определённых условиях полёта. Из вышеизложенного следует, что при наборе высоты с постоянным числом Маха KCAS (а также KTAS и КIAS) падают.

  Если самолёт набирает высоту с постоянным Ммо и уменьшающимися КIAS, KCAS и KTAS в течение доста­ точного времени, он начнёт приближаться к скорости сваливания. В определённый момент скорость свали­ вания самолёта, выраженная числом Маха, сровняется с Мм0, и пилот не сможет ни замедлить движение (без

  риска сваливания), ни ускорить его (не превышая при

  этом максимальную эксплуатационную скорость са­ молёта). В авиации такую ситуацию называют «coffin corner» («угол гроба»).

  
  

  Граничный слой

  Вязкая природа воздуха снижает локальные скорости потоков на поверхности ЛА и вызывает поверхност­ ное трение. Как было сказано ранее, слой воздуха над

  поверхностью крыла, который замедляется или полно­ стью останавливается из-за вязкости воздуха, называ­ ется пограничным слоем. Существует два различных вида пограничного слоя: ламинарный и турбулентный.

  
  

  Ламинарный пограничный слой

  Ламинарный пограничный слой представляет собой очень плавный поток, в то время как турбулентный пограничный слой содержит «водовороты» или вихри. Ламинарный слой создаёт меньшее поверхностное трение, чем турбулентный, но оно более постоянно. Поток пограничного слоя начинается как плавный ла­ минарный поток. По мере движения назад от передней кромки крыла ламинарный пограничный слой стано­ вится толще.

  
  

  Турбулентный граничный слой

  На определённом расстоянии от передней кромки крыла плавный ламинарный поток разрушается и превращается в турбулентный. В целях снижения ло­ бового сопротивления лучше, если переход от лами­ нарного потока к турбулентному будет происходить как можно дальше позади крыла, или если большая часть поверхности крыла будет покрыта ламинар­ ной частью граничного слоя. Низкоэнергетический ламинарный поток, однако, может разрушиться вне­ запнее турбулентного.

  
  

  Отрыв пограничного слоя

  
  

  Ещё одно явление, связанное с вязкостью воздуха, - это отрыв воздушного потока. Отрыв происходит, когда воздушный поток отделяется от аэродинамической по­ верхности. В нормальных условиях ламинарный гра­ ничный слой постепенно превращается в турбулент­ ный, а затем происходит отрыв потока. Отрыв потока вызывает сильное лобовое сопротивление и снижает подъёмную силу практически до нуля. По мере увели­ чения УА точка отрыва пограничного слоя перемеща­ ется ближе к передней кромке крыла (рис. 4-58).

  
  

  
  

  

  Турбулентный граничный слой

  

  Ламинарный граничный слой

  Ламинарный подслой

  Рис. 4-58. Граничныйслой.

  Для задержки или полного погашения ударной волны, вызванной отрывом пограничного слоя при трансзву­ ковом полёте, используются так называемые турбули­ заторы. Они представляют собой небольшие аэроди­ намические поверхности малого удлинения, которые располагаются под углом от 12° до 15° к набегающему потоку. Обычно размещаемые вдоль крыла перед эле­ ронами или другими плоскостями управления на рас­ стоянии нескольких сантиметров друг от друга, тур­ булизаторы создают завихрения, которые смешивают пограничный поток с высокоэнергетическим потоком, расположенным выше над поверхностью крыла. Это обеспечивает более высокую поверхностную скорость и увеличивает энергию граничного слоя. Как следствие, для отрыва воздушного потока требуется более сильная ударная волна.

  
  

  Ударные волны

  Когда самолёт летит с дозвуковой скоростью, давление перед ним меняется со скоростью звука, «предупреж­ дая» находящие впереди по курсу воздушные массы о приближении самолёта. Получив это «предупрежде­ ние», воздух начинает расступаться в обе стороны, «го­ товясь» пропустить самолёт. Когда скорость самолёта достигает скорости звука, изменение давления больше не может «заблаговременно предупреждать» воздух, поскольку самолёт движется с той же скоростью, что и его волна давления. В этом случае частицы воздуха скапливаются перед самолётом, что приводит к рез­ кому падению скорости потока непосредственно перед самолётом и, соответственно, к повышению давления и плотности воздуха.

  Если скорость самолёта превышает скорость воз­ духа, давление и плотность сжатого воздуха перед ним возрастает, и область компрессии расширяется вперед от носа самолёта. В некоторой точке воздуш­ ного потока частицы воздуха остаются совершенно не затронутыми волной давления - они как бы не полу­ чили «предупреждения» о приближении самолёта - но в следующий момент в той же точке происходят внезапные и значительные изменения температуры, давления, плотности и скорости воздуха. Границу между незатронутым воздухом и областью сжатого воздуха называют ударной волной или волной сжа­ тия. Такая же волна формируется, когда движущийся со сверхзвуковой скоростью воздушный поток замед­ ляется до дозвуковой скорости без изменения направ­ ления (например, когда поток ускоряется до скорости звука возле выпуклой части крыла, а затем, минуя выпуклость, снижает свою скорость). Ударная волна формируется как граница между сверхзвуковой и до­ звуковой областями.

  Когда ударная волна распространяется перпендику­ лярно движению воздушного потока, она называется нормальной ударной волной. Воздух, находящийся непосредственно позади такой волны, движется с до­ звуковой скоростью. Сверхзвуковой воздушный поток, проходящий через нормальную ударную волну, меня­ ется следующим образом:

• Поток замедляется до дозвуковой скорости.

• Часть потока, находящаяся непосредственно по­ зади волны, не меняет направления движения.

• Статическое давление и плотность потока позади волны значительно увеличиваются.

• Энергия потока (определяемая суммарным давле­ нием - суммой динамического и статического) значительно уменьшается.

  Возникновение ударной волны приводит к увели­ чению лобового сопротивления. Одним из непосред­ ственных результатов воздействия ударной волны является формирование непосредственно позади неё плотной области высокого давления. Нестабильность области высокого давления и то, что часть кинетиче­ ской энергии потока в процессе движения сквозь волну превращается в тепло, также влияют на увеличение лобового сопротивления, но основной вклад в это уве­ личение вносит отрыв воздушного потока. Если удар­ ная волна сильна, граничному слою может не хватить кинетической энергии, чтобы противостоять отрыву потока. Лобовое сопротивление, возникающее в транс­ звуковой области из-за возникновения ударной волны и отрыва потока, называется волновым сопротивле­ нием. Волновое сопротивление резко возрастает, когда скорость самолёта превышает критическое число Маха примерно на 10%. Для увеличения скорости выше этой величины и перехода в сверхзвуковой диапазон требу­ ется значительное увеличения тяги (мощности). При определённой форме аэродинамической поверхности и угле атаки в этом диапазоне пограничный слой может снова присоединиться к крылу.

  Нормальная ударная волна создаётся на верхней по­ верхности крыла, а затем формирует дополнительную область сверхзвукового.потока и, в свою очередь, ещё одну нормальную ударную волну на нижней его по­ верхности. По мере того, как воздушная скорость при­ ближается к скорости звука, области сверхзвукового потока расширяются, а ударная волна перемещается к задней кромке крыла (рис. 4-59).

  С увеличением лобового сопротивления связаны баф­ тинг (бафтинг Маха), изменения в равновесии и балан­ сировке, а также снижение эффективности управляю­ щих сил. Потеря подъёмной силы из-за отрыва потока приводит к уменьшению сноса потока и изменению в положении центра давления крыла. Отрыв потока создаёт турбулентный след за крылом, вызывающий

  
  

  

  
  

  

  (м = 1.os )

  

  о о

  {)

  о о

  о

  ()

  о

  о

  о

  Рис. 4-59. Ударные волны.

  
  

  бафтинг (вибрацию) хвостового оперения. От сноса потока за крылом прямо зависит управляемость во­ круг поперечной оси (тангаж), обеспечиваемая гори­ зонтальным хвостовым оперением. Усиление сноса потока снижает управляемость по тангажу, поскольку при этом увеличивается угол атаки хвостового опере­ ния. Смещение центра давления крыла влияет на мо­ мент тангажа крыла. Если центр давления смещается назад, возникает момент на пикирование, называемый

  «волновым кризисом» или «затягиванием в пикирова­ ние». Если центр давления смещается вперёд, возни­ кает момент на кабрирование. Это является главной причиной того, что многие газотурбинные самолёты сегодня имеют Т-образное хвостовое оперения. В этой конструкции горизонтальный стабилизатор находится на максимальном удалении от области турбулентности позади крыла.

  
  

  Стреловидностькрыла

  Основная часть сложностей, возникающих при транс­ звуковых полётах, связана с отрывом потока, вызван­ ным ударной волной. Поэтому любое уменьшение или смягчение этого явления, каким бы способом оно ни достигалось, позволяет улучшить аэродинамические характеристики самолёта. Одним из таких способов является стреловидность крыла. Теория стреловидно­ сти основывается на принципе, что на распределение давления и формирование ударной волны оказывают влияние только те компоненты крыла, которые перпен­ дикулярны его передней кромке (рис. 4-60).

  
  

  Рис. 4-60. Эффект стреловидности крыла.

  
  

  В случае ЛА с прямым крылом, воздушный поток встречается с передней кромкой крыла под углом 90°, и этот удар создаёт давление и подъёмную силу. Крыло со стреловидностью встречает тот же поток под углом меньше 90°. Это позволяет воздушному потоку как бы «убедить» крыло, что оно движется со скоростью, меньшей, чем на самом деле; поэтому формирование ударной волны замедляется. К преимуществам стре­ ловидного крыла относятся увеличение критического числа Маха, числа М отклонения сил и числа М, при котором лобовое сопротивление достигает максимума. Другими словами, стреловидность снижает влияние эффектов сжимаемости воздуха.

  Число М, при котором происходит резкое изменение коэффициента лобового сопротивления, называется

  «число М отклонения сил». В большинстве случаев оно превышает критическое число Маха на 5-10%. При этой скорости отрыв потока, вызванный формированием ударной волны, может привести к значительным из­ менениям лобового сопротивления, подъёмной силы и

  
  

  

  
  

  
  

  
  

  

  Рис. 4-61. Концевое сваливание.

  момента тангажа. Помимо снижения влияния эффек­ тов сжимаемости, прямая стреловидность уменьшает размер изменений лобового сопротивления, подъём­ ной силы и моментов сил. Иначе говоря, использование крыла с прямой стреловидностью помогает «смягчить» эффект отклонения сил.

  Недостаток стреловидного крыла в том, что оно стремится к сваливанию у концевой своей части, а не у корня (рис. 4-61). Это связано с тем, что погранич­ ный слой движется вдоль крыла к его концевой части и разделяется около передней кромки. Поскольку кон­ цевая часть стреловидного крыла находится в задней его области (позади центра подъёмной силы), концевое сваливание смещает центр подъемной силы вперёд по крылу, вызывая кабрирование носа. Стремление к кон­ цевому сваливанию больше всего, когда прямая стре­ ловидность сочетается с сужением крыла.

  Сваливание может ещё более усугубиться из-за Т-образной конфигурации хвостового оперения, поскольку при таком оперении практически не

  Сваливание

  

  

  

  Рис. 4-62. Сваливание Т-образного хвостового оперения.

  
  

  бывает бафтинга управляющих поверхностей, который обычно предупреждает пилота о начале сваливания (рис. 4-62). Т-образное хвостовое оперение, находясь выше спутной струи крыла, сохраняет эффективность даже после начала сваливания, позволяя пилоту не­ преднамеренно ввести крыло в режим ещё более глу­ бокого сваливания на гораздо большем УА. В ходе этой фазы сваливания горизонтальное хвостовое оперение всё-таки погружается в спутную струю, и руль высоты теряет свою эффективность, делая невозможным вы­ ровнять самолёт по тангажу и выйти из сваливания. В фазах перед сваливанием и непосредственно после него аэродинамические особенности стреловидного крыла (прежде всего, значительное повышение лобо­ вого сопротивления на малых скоростях) могут заста­ вить самолёт снизить траекторию полёта без измене­ ний по тангажу, тем самым ещё более увеличивая УА. В такой ситуации, когда самолёт находится в положе­ нии с опущенным носом и возрастающей воздушной скоростью, а пилот лишён надёжных данных о УА, нет никаких гарантий, что из режима сваливания удастся выйти. В этой фазе любые движения руля высоты будут приводить лишь к сохранению режима сваливания.

  Войдя в режим сваливания с высоко поднятым носом, самолёты с Т-образным хвостовым оперением обычно очень сильно кабрируют, что сильно затрудняет выход из сваливания или даже делает его невозможным. Для

  предотвращения такого сваливания используется тол­ катель штурвальной колонки. При скорости примерно на один узел (1,85 км/ч) выше скорости сваливания, программа автоматически подаёт команду на штур­ вальную колонку, и ручка управления автоматически перемещается вперёд, предотвращая сваливание. В систему управления также может быть встроен огра­ ничитель перегрузки, препятствующий тому, чтобы вызываемое толкателем движение носа вниз создавало избыточную нагрузку на самолёт. Автоматический

  «механизм тряски ручки», с другой стороны, выдаёт

  предупреждение, когда скорость примерно на 5-7% превышает скорость сваливания.

  
  

  Границы бафтинга Маха

  Бафтинг Маха является функцией скорости воздуш­ ного потока над крылом (которая не обязательно соот­ ветствует скорости самолёта). Всякий раз, когда крыло не может обеспечить необходимую подъёмную силу (при слишком высокой воздушной скорости или при слишком большом УА в момент приближения к М,,), начинается «высокоскоростной» бафтинг. Возникают также ситуации, когда бафтинг происходит на гораздо меньших скоростях, тогда его называют «низкоско­ ростным бафтингом Маха».

  Наиболее типичный пример такого бафтинга - когда самолёт движется слишком медленно для сво­ его веса и высоты полёта, что возможно только при высоком УА.

  Очень высокий УА приводит к увеличению скорости воздушного потока над верхней поверхностью крыла до тех пор, пока не начнутся такие же явления, как при высокоскоростном бафтинге. УА крыла является основ­ ным фактором в возникновении бафтинга Маха как на больших, так и на малых скоростях. Приведём при­ чины, приводящие к увеличению УА и скорости потока над крылом и увеличивающие вероятность возникно­ вения бафтинга Мака:

• Большая высота - чем выше в воздухе находится самолёт, тем меньше плотность воздуха, и тем больший УА необходим для создания подъёмной силы, требующейся для сохранения горизонталь­ ного полёта.

• Большой вес - чем тяжелее самолёт, тем большую подъёмную силу должно создавать крыло, и, при прочих равных условиях, тем больше УА.

• Перегрузка - увеличение перегрузки оказывает на самолёт то же воздействие, что повышение его веса. Вне зависимости от того, вызвана ли пере­ грузка виражом, неправильным использованием средств управления или турбулентностью, её вли­ яние на УА одинаково.

  
  

  Система управления высокоскоростным полётом

  
  

  На высокоскоростных самолётах система управления полётом делится на первичные и вторичные (вспомо­ гательные) органы управления. Первичные органы управления обеспечивают манёвры самолёта отно­ сительно осей тангажа, крена и рыскания. К ним от­ носятся элероны и рули высоты и направления. К вто­ ричным, или вспомогательным, органам управления относятся триммеры, предкрылки, закрылки, интер­ цепторы и отклоняемые носки крыла.

  Интерцепторы устанавливаются на верхней поверх­ ности крыла, чтобы «ухудшить» или снизить подъ­ ёмную силу. Высокоскоростной самолёт, в силу своей обтекаемой формы, испытывает низкое лобовое сопро­ тивление и поэтому нуждается в интерцепторах как в тормозах, которые могли бы замедлить его движение. Интерцепторы выдвигаются непосредственно после касания с землёй при посадке, чтобы снизить подъём­ ную силу и перенести вес самолёта с крыльев на шасси для лучшего торможения (рис. 4-63).

  Элероны реактивных транспортных самолётов имеют небольшой размер. Место для расположения элеронов ограничено, поскольку максимальная часть задней кромки крыла должна быть свободна для раз­ мещения закрылков. Кроме того, элерон обычного раз­ мера на высокой скорости может вызвать изгиб крыла. По этой причине совместно с элеронами используются интерцепторы, позволяющие обеспечить дополнитель­ ный контроль момента крена.

  Некоторые реактивные транспортные самолёты имеют два набора элеронов - пару внешних низкоско­ ростных и пару внутренних высокоскоростных. Когда во время взлёта закрылки полностью убраны, внешние элероны автоматически блокируются в убранном положении.

  Если необходимо скорректировать крен, на стороне поднятого элерона выдвигается интерцептор, который снижает подъёмную силу с этой стороны, тем самым заставляя крыло опуститься. Даже при использовании интерцепторов в качестве тормозов их одновременно можно использовать для управления креном. Если они дифференциального типа, они выдвигаются с одной стороны и убираются с другой. Если они недифферен­ циального типа, они выдвигаются с одной стороны, но не убираются с другой. Будучи полностью выдвинуты в качестве тормозов, недифференциальные интерцеп­ торы остаются в этом положении и не оказывают под­ держки элеронам.

  Для достижения плавного сваливания и увеличения УА без отрыва воздушного потока передняя кромка крыла должна иметь гладкий, почти скруглённый про­ филь, обтекаемый потоком на достаточно высоком УА.

  
  

  

  

  .,

  . "

  ...•◄1 •.•. . ...

  Тормозной интерцептор

  Концевой закрылок

  .,

  

  

  

  

  Корневая часть крыла

  
  

  Закрылки в посадочном положении

  

  Отклоняемый носок крыла

  
  

  

  

  
  

  Закрылки для выхода

        накрыльевойрежим  

          Управляющие плоскости Boeing 737    

  

  ,.

  .,'

  ...

  Стабилизатор

  Руль высоты

  Отклоняемый носок крыла

  Антикомпенсаторы

  Нижний руль высоты

  ,, . ,,.

  Закрылки - Элероны-интерцепто ы

  Концевой закрылок

  ...."

  Щиток

  То мозные инте цепто ы

  Приемники возд. давления

  Концевая часть крыла

  

  
  

        Управпяющие плоскости Boeing 727       Закрылки убраны   

  
  

  Рис. 4-63. Управляющие поверхности.

  При такой форме крыла отрыв потока начинается у задней кромки и (по мере увеличения УА) постепенно перемещается вперёд.

  Заострённая передняя кромка, необходимая для вы­ сокоскоростного полёта, вызывает резкое сваливание и ограничивает использование закрылков, поскольку по­ ток не может обтекать острый край передней кромки крыла. В результате срыв потока с верхней поверхности крыла происходит даже на умеренном УА. Чтобы ис­ пользовать закрылки и, с их помощью, увеличить CYmax' нужно иметь возможность повысить УА, избежав при этом отрыва потока. Поэтому для улучшения параме­ тров низкоскоростного полёта во время взлёта, набора высоты и посадки используются такие компоненты ме­ ханизации крыла, как щели передней кромки и пред­ крылки. Хотя эти компоненты не обеспечивают такого

  
  

  усилия, как закрылки, они, тем не менее, эффективны при полном выдвижении и в комбинации с закрыл­ ками. Благодаря использованию этих компонентов от­ рыв потока замедляется, а CYmax значительно увеличи­ вается. В результате, иногда удаётся достичь снижения скорости сваливания на 100 км/ч и больше.

  Эксплуатационные требования больших реактивных транспортных самолётов предполагают значитель­ ный диапазон изменений продольной балансировки. Некоторые другие требования:

• большой диапазон центровок;

• большой диапазон скоростей;

• способность к значительному изменению балан­ сировки посредством использования механиза­ ции крыла, без необходимости ограничивать ход руля высоты;

• снижение балансировочного сопротивления до минимума.